Одной из наиболее молодых, быстроразвивающихся и мощных составляющих энергетических конденсированных систем (ЭКС) является смесевое ракетное твердое топливо (СРТТ).
СРТТ - многокомпонентная гетерогенная грубодисперсная высоконаполненная взрывчатая система, состоящая из окислителя, связующего-горючего и специальных добавок (энергетических, технологических и эксплуатационных) и получаемая путем механического смеше-ния компонентов с последующим превращением в моноблок, способный к закономерному горению.
Таблица 3 − Рецептуры и свойства составов цветных огней на баллиститной основе
| Наименование компонента и свойств состава | Содержание компонентов, %, и значения характеристик для состава огня | ||||||||
| красного №1 | зеленого | желтого № 1 | белого | лилового | голубого | желтого № 2 | желтого искристого | красного № 2 | |
| Баллиститная основа | 97,5 | ||||||||
| Металлическое горючее | - | - | - | ||||||
| Цветопламенная добавка | 2,5 | ||||||||
| Усилитель цвета пламени | - | - | - | - | - | - | |||
| Искрообразователь | - | - | - | - | - | - | - | ||
| I, кд | |||||||||
| U, мм/с | 1,5 | 1,5 | 1,4 | 1,6 | 1,8 | 1,5 | 0,8 | 1,2 | 0,8 |
| Р, % | - | - | - |
Родоначальником СРТТ был дымный порох (ДП). Китайцы первыми начали применять его в качестве твердого топлива для ракет. Ракета в качестве стабилизатора имела шест длиной 2,5 м. В качестве оболочки-корпуса применили бамбуковые трубки. Индусы в качестве корпуса-оболочки уже использовали железный корпус. В 1799 г. индусы в боевых действиях применяли ракеты против англичан при обороне г. Серингапатама. Для массированного использования ракет там был создан корпус ракетных стрелков численностью до 5000 человек. Масса ракет составляла от 3 до 6 кт .
В Европе первые ракеты также появились с изобретением пороха. Англичане освоили технологию изготовления ракет на дымном порохе в 1804 г. Дальность полета ракет составляла 2,5 км. Ракеты имели железный корпус, а с целью увеличения площади горения заряд имел канал. На вооружение они были приняты в 1806 г. (использовались при осаде г. Булони и в 1807 г. при обстреле г. Копенгагена). Масса ракеты составляла от 3 до 17 кг. Вслед за Англией ракеты на вооружение принимают в Австрии, Франции, Пруссии.
Русская ракетная техника шла своим самостоятельным путем, и есть сведения, что Россия намного опередила Западную Европу. Уже в начале XVII в. были хорошо известны способы изготовления боевых ракет. В 1680 г. в Москве основано первое «ракетное заведение», состоящее из нескольких лабораторий, занимающихся приготовлением специальных ракетных порохов и отдельных частей ракет .
В 1807 г. была разработана сорокачетырехмиллиметровая сигнальная ракета на ДП, которая находилась на вооружении более 100 лет. Широкое применение пороховые ракеты, разработанные русскими учеными А.Д. Засядько и К.И. Константиновым, нашли во время русско-турецкой войны в 1828-1829 гг., в боевых операциях на Кавказе в 1850 г. и при обороне Севастополя от иностранных захватчиков в 1854–1855 гг. .
Ракеты на ДП утратили свое значение по двум причинам:
Вследствие неудовлетворительного значения энергетических характеристик пороха;
Вследствие малой точности ракет.
Появление нарезной артиллерии, позволившей значительно повысить точность попадания, окончательно свело на нет интерес к ДП.
В период второй мировой войны в связи с тем, что баллиститные пороха были дефицитными, а некоторые их свойства не позволяли использовать эти пороха в качестве источника энергии ракет, усилия научных работников многих стран были направлены на разработку механически прочных СРТТ.
В 1942 г. в Артиллерийской академии им. Ф.Э. Дзержинского были разработаны литьевые составы СРТТ на основе аммонийной селитры и органических горюче-связующих веществ типа поливинилацетата, а в 1946 г. А.А. Шмидт впервые обосновал возможность получения твердых топлив на базе полимеризующихся веществ. Он предсказал реальные пути данного направления и его перспективность. К наиболее ранним работам в этом направлении относятся исследования
Г.В. Калабухова . В 1948 г. им были предложены СРТТ на основе перхлоратов аммония и калия и горючей высокополимерной связки, состоящей из коллоксилина, полистирола и каучука. Однако по энергетическим характеристикам и прочности разработанные составы уступали баллиститным порохам. Заряды изготавливались глухим и проходным прессованием.
Первые американские СРТТ были получены в лаборатории Калифорнийского технологического института.
В их состав входили:
перхлорат калия или нитрат аммония – 75 %;
битум − 18 %;
нефтяное масло − 7 %.
В дальнейшем с целью повышения энергетики в качестве окислителя стали использовать перхлорат аммония (ПХА) и металлический алюминий, а для улучшения физико-механических характеристик топлива были применены каучукоподобные горюче-связующие вещества. Так, на основе тиокола (полисульфидный каучук) и ПХА были разработаны СРТТ для оперативно-тактической ракеты «Серджент» массой около 4 тонн и дальностью полета до 150 км. Затем на основе полиуретана и ПХА было создано топливо для оперативной ракеты «Першинг» с дальностью полета до 700 км, а также стратегической ракеты «Полярис» массой около 13 тонн и дальностью полета до 4000 км. В дальнейшем на основе ПХА и сополимера полибутадиена с акриловой кислотой было разработано топливо, использованное для изготовления зарядов к межконтинентальной ракете «Минитмен» с дальностью полета до 10000 км.
Все эти ракеты были разработаны и приняты на вооружение в период с 1953-1963 гг. В конце 1970 г. армия, Военно-Морской Флот и авиация США имели 600 ракет «Полярис» на подводных лодках и 1000 ракет «Минитмен», установленных в шахтах на боевых позициях.
В СССР разработкой и использованием СРТТ в широком плане стали заниматься с 1958 г. В 1959 г. в Артиллерийской академии
им. Ф.Э. Дзержинского было получено и исследовано в лабораторном масштабе полиуретановое топливо. В этом же году разработано в промышленном масштабе СРТТ на основе тиокола и ПХА. Несколько позже созданы СРТТ на основе простых и сложных полиэфиров, акрилонитрильных каучуков, бутилкаучука и карбоксильных каучуков .
Начиная с 1961 г. усилия исследователей были направлены на повышение удельного импульса СРТТ, увеличение уровня физико-меха-нических характеристик и стабилизацию процесса горения.
С.П. Королев создал первую твердотопливную ракету РТ-1 на баллиститном порохе с дальностью полета 2500 км при стартовой массе 34 тонны, используя вкладные заряды диаметром 800 мм. Только перейдя на СРТТ, он смог создать вторую твердотопливную ракету
РТ-2 (8К-98), имеющую дальность полета уже 9500 км при стартовой массе 51 тонна . Первый пуск ее состоялся 4 ноября 1966 г., а на вооружение она была принята в 1968 г.
Прочно скрепленный с корпусом заряд изготавливается заливкой топливной массы непосредственно в камеру сгорания. Скрепление заряда с корпусом осуществляется с помощью специальных защитно-крепящих (клеевых) слоев (рисунок 44) .
ТРТ − твердое ракетное топливо; ТЗП − теплозащитное покрытие;
ЗКС − защитно-крепящий слой; СОК − сопловой блок
Рисунок 44 − Схема крепления с помощью защитно-крепящих слоев
Размеры и конструктивная форма заряда выбираются из условия обеспечения требуемого значения секундного расхода топлива, временных и тяговых характеристик, нагрузок, температурных режимов эксплуатации и применения. Требуемая зависимость текущего значения поверхности горения от величины сгоревшего свода обеспечивается формой канала (цилиндрический, звездообразный, щелевой, цилиндро-конический и др.), а также введением специальных компенсаторов горения в виде проточек частичного или полного открытия торцов и др.
Совершенство заряда в значительной степени определяется коэффициентом объемного заполнения камеры сгорания, минимизацией отношения текущего значения поверхности горения к среднеинтегральной величине, технологичностью изготовления, стойкостью к воздействию внешних факторов. Маcсовые параметры зарядов изменяются в широких пределах: от долей грамма до нескольких сотен тонн.
Применение СРТТ не ограничивается вооруженными силами. Они параллельно широко стали применяться для освоения космоса и в народном хозяйстве .
Использование СРТТ в мирных целях. Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) находят широкое применение в мирных целях в народном хозяйстве как вспомогательные двигатели для решения самых разнообразных задач в ракетно-космической технике .
РДТТ наиболее часто применяются в системе аварийного спасения космонавтов и летчиков, для торможения и ускорения космического аппарата, отделения ступеней ракеты-носителя, сброса полезного груза, стабилизации и коррекции траектории космического аппарата (КА), коррекции орбиты КА, посадки КА на планеты, старта ракет-носителей и возвращаемых КА в системах «Шаттл», в качестве двигателей метеорологических ракет, служащих для подъема аппаратуры в верхние слои атмосферы, противоградовых и противолавинных.
Преимуществами РДТТ, обеспечивающими их широкое применение в ракетно-космических аппаратах, являются высокая воспроизводимость параметров, в том числе точность выполнения требований по полному импульсу тяги, высокий коэффициент массового совершенства, длительные гарантийные сроки применения и относительная безопасность при хранении и эксплуатации.
Для отделения ступеней ракеты применяются малогабаритные РДТТ самых разнообразных конструкций, тип которых определяется выполняемой задачей. Заряд из СРТТ, вариант снаряжения вкладной или жесткоскрепленный, представлен на рисунке 45.
1 − воспламенитель; 2 − обечайка камеры; 3 − заряд СРТТ;
4 − сопловой блок
Рисунок 45 − Малогабаритный РДТТ
Тормозные двигатели применяются для торможения при спуске самых разнообразных космических аппаратов. Для этих целей в основном применяются РДТТ сферического типа, например, сферические РДТТ серии ТЕ-М (США) фирмы «Тиокол Паудер» использовались для торможения при спуске космического корабля «Джемени», при посадке космического аппарата «Сервейер» на луну и др. Конструкция тормозного двигателя типа ТК-М-385 представлена на рисунке 46.
1 − защитный кожух; 2 − блок центровочного зеркала; 3− заряд
твердого топлива; 4 − теплоизоляционное покрытие; 5 − корпус;
6 − вкладыш; 7 − расширяющаяся часть сопла; 8 − резиновая заглушка;
9 − воспламенительное устройство
Рисунок 46 – Тормозной РДТТ типа ТК-М-385
Заряд твердого топлива выполнен в виде восьмилучевой звезды из полисульфидного топлива, состоящего из ПХА и связки с добавлением 2 % алюминия.
Коррекция орбиты космического аппарата необходима для обеспечения его межорбитальных переходов и выполнения различных маневров на орбите. К двигателям такого типа относятся апогейные и пирогейные РДТТ, обеспечивающие переход КА с одной орбиты на другую.
Апогейный ракетный твердотопливный двигатель типа FW-5, применяемый в США, представлен на рисунке 47 .
Рисунок 47 − РДТТ типа FW-5
Корпус изготовлен из титанового сплава. В двигателе используется СРТТ на основе полиуретанового связующего, ПХА и алюминия.
В качестве теплозащитного материала в корпусе используется состав на основе фенольной смолы.
На рисунке 48 изображен РДТТ аналогичного назначения MAGE-1. Его корпус изготовлен из композиционного материала «Кевлар-49», заряд − из алюминизированного топлива.
1 − теплоизоляция; 2 − заряд твердого топлива; 3 − сопловой блок;
4 − корпус; 5 − воспламенительное устройство
Рисунок 48 − РДТТ типа MAGE-1
На рисунке 49 изображен перспективный апогейный РДТТ (США) серии STAR-48 фирмы «Тиокол Кемик», позволяющий увеличивать удельный импульс тяги в пустоте на 59,0–88,5 кн· с/кг при коэффициенте объемного заполнения до 0,935.
1 − корпус; 2 − теплозащитное покрытие; 3 − тороидальный
воспламенитель; 4 − сопловой блок; 5 − графитовый вкладыш
Рисунок 49 − Апогейный РДТТ серии STAR-48
Эти двигатели обладают следующими преимуществами:
Заряд из СРТТ на основе полибутадиенового каучука имеет цилиндрическую форму с радиальными щелевыми пропилами и заполняет всю переднюю часть корпуса;
Корпус выполнен из титанового сплава с теплозащитой из композиционного материала углерод-углерод.
Особое значение при конструировании малогабаритных РДТТ уделяется выбору топлива. Наиболее полно предъявляемым требованиям удовлетворяют СРТТ, в которых в качестве связующего-горю-чего применяются полиуретаны или углеводородные каучуки, а в качестве высокотеплопроводных добавок − алюминий. Термодинамические характеристики СРТТ могут быть повышены применением как более мощных окислителей, так и гидридов металлов, например, алюминия .
Некоторые характеристики СРТТ, применяемые в малогабаритных двигателях РДТТ в США, приведены в таблице 4.
Серьезным недостатком СРТТ на основе ПХА является их токсичность , т.к. при его сгорании выделяется большое количество токсичного хлора и хлористого водорода. Например, при старте корабля «Спейс Шаттл» при работе твердотопливных ускорителей в атмосферу выбрасывается около 2 тонн хлора и 210 тонн хлористого водорода, которые оказывают вредное воздействие на окружающую среду. Поэтому, чтобы облегчить использование СРТТ в мирных целях, ведутся большие работы как у нас, так и за рубежом по замене ПХА на экологически чистые окислители: аммонийная соль динитроазовой кислоты (АДНА), аммиачная селитра .
Таблица 4 − Основные характеристики топлив для РДТТ
В США разработано дешевое и экологически чистое СРТТ для двигателей крупных космических ускорителей, в котором в качестве основных компонентов используются нитрат аммония, гексоген, октоген и связующее на основе полиглицедилазида, пластифицированного нитроэфирами .
В ФГУП «Союз» создано экологически чистое СРТТ «Центр», неблагоприятные свойства которого, в частности, фазовая нестабильность аммиачной селитры, устранены за счет ввода в кристаллы модифицирующей добавки. В нем используется активное связующее с температурой кристаллизации минус 50 °С на основе эвтектической смеси с нитроэфирами. Использование аммиачной селитры и бутадиен-нит-рильного каучука снижает стоимость топлива.
Однако применение аммиачной селитры вместо ПХА заметно снижает энергетику СРТТ, ограничивает его использование в изделиях, где значение единичного импульса играет решающую роль. Кроме того, применение нитрата аммония ограничивается его повышенной гигроскопичностью.
Разработанные экологически чистые топлива находят применение в качестве зарядов для метеорологических ракет, в газодинамических буровых аппаратах, пороховых аккумуляторах давления.
В настоящее время все большее число ракет-носителей, применяемых для запуска различного типа спутников, используют в качестве ускорителей РДТТ. Так, например, в ракете «Титан-3С» (США) для старта кроме основных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) используются в качестве ускорителей два мощных РДТТ диаметром 3 м и длиной 25,8 м, развивающих тягу в пустоте до 540·10 4 н при времени работы 110 с. Применение их позволило увеличить массу нагрузки, выводимой на орбиту, до 11,4 тонн. Стартовая масса ракеты составляет 700 тонн.
Мощные ускорители, работающие на СРТТ с массой заряда от 100 до 200 тонн, стали применяться для запуска французских ракет «Ариан-2» и «Ариан-4», служащих для выведения на орбиту искусственных спутников Земли.
Фирмами IIS (США) и SEP (Франция) разработан усовершенствованный вариант такого типа двигателя, обеспечивающего при среднем давлении в камере 33,9·10 5 Па удельный импульс тяги 2970 кн· с/кг.
Заряд прочно скреплен с корпусом двигателя и имеет канал, не доходящий до переднего днища корпуса. Такая конструкция позволяет повысить коэффициент объемного заполнения до 0,92 и обеспечить достаточно небольшую площадь поверхности горения. Заряд изготавливается из высокоимпульсного твердого топлива на основе ПХА и полибутадиенового каучука (10 %), алюминия (20 %) и октогена (12 %).
Эффективным направлением конверсии многих заводов по производству СРТТ является изготовление на их основе стартовых ускорителей для мощных ракет-носителей и космических кораблей, выводящих на орбиту различные КА. Ускорители имеют очень большую массу (от 150 до 400 тонн), их изготовление обеспечивает загрузку заводов по производству СРТТ в мирное время. Обычно два таких ускорителя закрепляются по бокам основного корпуса ракеты и обеспечивают ее подъем, а после выработки топлива отделяются от ракеты с помощью специальных РДТТ сброса и падают на землю.
Типовой стартовый РДТТ имеет пять-шесть взаимозаменяемых секций, собираемых одна над другой и образующих общий корпус двигателя .
Схема стартового двигателя к ракете-носителю «Титан-3С», с помощью которого выводятся на орбиту различные спутники США, приведена на рисунке 50.
Она состоит из пяти секций диаметром 3,0 м и длиной 3,0 м. Масса каждой секции составляет 33,0 тонны. Заряд прочно скреплен с корпусом каждой секции и изготовляется из СРТТ, содержащего ПХА, алюминий и связующее на основе полибутадиена, метакриловой кислоты и акрилонитрила. Такое СРТТ при давлении в камере 6,0-6,2 МПа обеспечивает удельный импульс тяги 2480. Корпус двигателя сварной (из мостовой стали). На внутреннюю поверхность наносится теплозащитное покрытие из синтетического каучука с кремниевым наполнителем.
РДТТ к системе «Шаттл». Космическая система «Шаттл» (массой более 2000 тонн), предназначенная для вывода на орбиту пилотируемых и спускаемых кораблей «Челенджер», «Атлантик», «Дискавери», «Колумбия» и других, представляет собой связку, в которую вхо-дит орбитальный корабль с экипажем, два твердотопливных ускорителя для разгона корабля на начальном участке траектории и топливный бак одноразового использования. Последний является основным элементом системы, к которому крепятся спускаемый корабль и ускорители, возвращаемые на Землю и используемые повторно.
Основной особенностью этой системы в отличие от отечественной системы «Энергия-Буран» является то, что на ней установлены два ускорителя, работающие на твердом топливе. В системе «Энергия-Буран» стартовые ускорители работают на жидком топливе.
Твердотопливный ускоритель представляет собой РДТТ секционного типа, имеет диаметр 3,7 м, длину 45,5 м и массу в снаряженном состоянии около 590 тонн, а после выгорания топлива − 78 тонн. Масса твердого топлива составляет примерно 500 тонн. Время его работы больше 2 мин, суммарная тяга свыше 26 Мн.
В качестве твердого топлива применяют СРТТ, в состав которого входят ПХА, порошкообразный алюминий, полибутадиеновое связу-ющее, оксид железа и другие добавки. Форма заряда, жестко скрепленного с корпусом, − цилиндрическая, с внутренним каналом обеспечивает соблюдение необходимого закона нарастания тяги, который создает наиболее выгодный режим перегрузок (не более 3) для космонав-тов. После выгорания топлива корпуса ускорителей отделяются от корабля на высоте 70-90 км, а затем при достижении плотных слоев атмосферы срабатывает парашютная система, обеспечивающая их приводнение. Поднятые из воды корпуса ускорителей восстанавливаются и вновь заполняются топливом.
Твердотопливные ускорители используют и во Франции на мощной ракете-носителе для запуска космических объектов, в том числе пилотируемых кораблей многоразового использования «Гермес», «Ариан-5».
Применение твердотопливных ускорителей, имеющих достаточно значительную массу топлива, как в системе «Шаттл», так и в ракетных носителях типа «Титан-3С» создало хорошие предпосылки для конверсии заводов, производящих твердое ракетное топливо в США, обеспечивая их загрузку в мирное время без изменения технологического процесса и оборудования.
Двигатели системы аварийного спасения космонавтов. Все ракеты-носители, служащие для вывода на орбиту космических объектов с космонавтами на борту, снабжаются системами аварийного спасения людей в момент запуска и активного полета.
Основой этой системы является РДТТ специальной конструкции, использующей твердые ракетные топлива баллиститного и смесевого типа. Например, в трехступенчатой ракете-носителе «Союз» третья ступень представляет собой блок длиной 8 м и диаметром 2,6 м, к которой через переходник пристыкован космический корабль, закрытый сверху обтекателем диаметром 3,0 м. На вершине обтекателя находится двигательная установка аварийного спасения корабля, имеющая форму большого гриба (рисунок 51) .
1 − двигательная установка; 2 − ракета «Союз»
Рисунок 51 − Двигательная установка аварийного спасения
на корабле «Союз»
Назначение установки в случае отказа ракеты, еще не израсходовавшей огромной массы топлива, − мгновенно увести космонавтов от очага неизбежного пожара и взрыва на расстояние, с которого возможен спуск на парашюте в безопасное место.
Система аварийного спасения (САС) корабля «Союз» комплектуется следующим образом: в носовой части ракеты монтируется аварийная двигательная установка, состоящая из твердотопливных ракетных двигателей трех типов.
Непосредственно на головном обтекателе устанавливается основной двигатель, включающийся в случае аварии и быстро отводящий верхнюю часть головного обтекателя с отсеком и спасаемым аппаратом корабля от ракеты.
Двенадцать сопел этого мощного двигателя расположены по кругу в его верхней части и развернуты под углом 30 градусов от продольной оси. Над ними находится небольшой обтекатель в виде полусферы, под которым спрятаны четыре двигателя управления. Они включаются вслед за основным, обеспечивая разворот и увод спасаемой части в сторону от опасной зоны. Еще выше находится двигатель разделения, который, включаясь последним, обеспечивает отделение головного обтекателя и его увод от спускаемого аппарата. После этого вводится основной парашют, и спускаемый аппарат совершает спуск и мягкую посадку так же, как при возвращении из штатного полета. Торможение при посадке осуществляется тормозными РДТТ, работающими на твер-дом топливе .
Термостойкие топлива для газогенераторов СРТТ.
Для интенсификации добычи нефти стал широко применяться метод торпедирования скважин специальными зарядами. Пороховые газы создают каналы и трещины в горной породе, способствуя притоку нефти. Но используемые для этих целей пороха баллиститного типа имеют определенные ограничения: например, могут использоваться только в тех скважинах, где температура не превышает 110 °С (т.е. до глубины
3 км). Разработанные составы на основе ПХА и неактивных углеводородных связующих устраняют этот недостаток. Они сохраняют работоспособность после их выдержки при температуре 150 °С в течение 6 часов и могут 10 лет храниться при температуре 50 °С. Критическая температура при диаметре шашки 150–200 мм составляет 170–200 °С. Выделяющаяся при горении этого топлива соляная кислота, попадая в пласт и реагируя с породой, может способствовать интенсивному развитию трещин. Изготовление зарядов из этих топлив может производиться на существующем оборудовании по технологии заводов по производству СРТТ .
СРТТ − источник аэрозолей. Одним из перспективных методовтушения пожаров в помещениях для хранения спирта, керосина, ацетона, продуктов в магазинах, винных погребах, в отсеках кораблей является аэрозольный, т.е. мгновенное заполнение помещения аэрозольной средой, почти не содержащей кислорода, в результате чего и прекращается горение.
Этот метод, запатентованный Кюном еще в конце XIX столетия, в дальнейшем был значительно усовершенствован и получил широкое распространение. «Банки Кюна» заполнялись пиротехническим составом, который имел ряд значительных недостатков: например, слеживаемость, недостаточный уровень физико-механических характеристик и др. Взамен его были разработаны новые типы порохов − источников аэрозолей, специально предназначенных для системы пожаротушения и предотвращения взрыва газовоздушных смесей. Этот новый класс порохов получил название ПАС (пороховые, аэрозольные, смесевые). Особенностью этих составов является высокая экономическая эффективность; расход огнетушащего состава 20-90 г/м 3 вместо 200-700 г/см 3 , применяемых ранее, экологическая чистота, высокая надежность и постоянная готовность к применению, наличие совершенной технологии по методу свободного литья (вязкость массы находится в пределах
(2-8)·10 4 , живучесть более 24 ч).
Разработано несколько составов (например, ПАС-8, ПАС-11), в которые входят в качестве основного компонента нитраты К, Na и углекислые К и Na, NaCl, KCl, K 2 Cr 2 O 7 , перхлораты К, Na, NH 4 , а в качестве связующего − нитроцеллюлоза, каучуки, полиэфирные, эпоксидные или резольные смолы. Температура горения их колеблется в пределах 910–1495 К, массовая доля твердой фазы 13–39 % .
Твердое топливо как источник газа помимо РДТТ может применяться и в других областях техники: для вращения турбины, приведения в действие пневмосистем, заполнения эластичных оболочек и т.д. Но их широкому применению препятствует высокая температура сгорания. Наиболее низкокалорийные твердые топлива дают газ с температурой 1400–1500 К, тогда как традиционные для техники материалы (металл, пластик, резина) выдерживают температуру 300–400 К. Следовательно, нужно снижать температуру продуктов горения топлива. По мнению В.А. Шандакова и В.Ф. Комарова , температуру газов можно снизить, если создать заряд в виде материала со сквозной пористостью. Зона горения находится со стороны глухого торца камеры сгорания (рисунок 52) .
1 − глухой торец камеры сгорания; 2 − заряд ТТ; 3 − фильтр; 4 − сопло
Рисунок 52 − Схема сжигания пористого заряда ТТ в камере сгорания
Развивающееся в ней давление через поры в заряде выталкивает газ и продвигает жидкие продукты сгорания через тело пористой топливной шашки, подогревая ее до температуры газификации, т.е. подогретым телом служат продукты сгорания ТТ. При полном теплообмене газ перед фронтом тепловой волны будет иметь температуру, равную начальной температуре заряда. На практике она составляет 300–330 К.
Достоинства таких твердых топлив еще и в том, что в качестве газообразных продуктов сгорания можно получить индивидуальные газы, например, N 2 , O 2 , H 2 с чистотой 98,0–99,0 %. Область применения таких устройств весьма широка: средства спасения человека на земле и воде, аварийные пневмосистемы, средства пламеподавления и пожаротушения, грузоподъемные устройства и устройства вытеснения и далее медицинская помощь.
В технике можно использовать и высокую температуру, например, в нефтегазодобывающей промышленности.
Нефтяная скважина со временем угасает из-за закупорки пор нефтяного пласта выносимыми нефтью твердыми частицами, углеродами парафинового ряда и смолистыми веществами. Существовал метод воздействия на нефтеносный пласт давлением воды, но это дорого. Если же в заполненной жидкостью скважине в зоне нефтяного пласта создать при сжижении ТТ кратковременно давление выше давления горных пород, то удается не только прочистить закупоренные поры давлением и температурой задавливаемых в пласт газов, но и создать новые поры. Надо лишь очень быстро сжечь ТТ, воспользовавшись инерционностью столба жидкости над ним.
Для увеличения дебита скважины применяют гидрореагирующие составы при термохимической обработке.
Твердые топлива можно использовать в качестве химического реактора для синтеза различных веществ. Например, если в качестве окислителя взять смесь нитрата алюминия Al(NO 3) 3 с нитратами кобальта, хрома, железа, получим смешанный оксид Al x O y синего, зеленого и красного цвета − светостойкий пигмент для красок.
Если взять смешанные нитраты циркония и иттрия, получим основу жаростойкой керамики − стабилизированный диоксид циркония. Используя смешанные нитраты бария, меди и иттрия, получают сверхпроводящую керамику .
Гидрореагирующие составы применяют для наддува понтонов при подъеме затонувших объектов. Основными характеристиками гидрореагирующих составов являются количество тепла, выделяющегося при сгорании зарядов при взаимодействии с водой, количество воды, необходимое для сгорания одного состава и газопроизводительность.
Пороховые аккумуляторы давления. Пороховые аккумуляторы давления (ПАД)− твердотопливные энергетические устройства, служащие для преобразования химической энергии твердого топлива в энергию сжатого газа.
Типовая конструкция ПАД включает корпус, состоящий из высокопрочной оболочки, днища, соплового выпускного устройства и опор-ных элементов для заряда, сам твердотопливный заряд, воспламенитель и средства инициирования запуска.
ПАД по сравнению с системами сжатия холодного газа имеет ряд существенных преимуществ:
Компактность;
Быстродействие;
Меньшие массово-габаритные характеристики;
Хорошие эксплуатационные свойства при различных атмос-ферных воздействиях;
Высокая надежность работы.
Они нашли широкое применение в различных пневмо-вытесни-тельных системах гражданского и специального назначения. Например, выброс ракетных сигналов из пусковых шахт, наддув различных емкостей, быстрое открытие и закрытие крышек, люков, затворов, наддув нефтяных скважин, экстренное торможение .
ЖИДКОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - химическое ракетное топливо , все компоненты которого в условиях эксплуатации находятся в жидком состоянии. Современные ЖРД базируются на использовании двухкомпонентного ракетного топлива , выделяющего энергию в результате взаимодействия окислителя и горючего.
В зависимости от типа участвующих в реакции окисления компонентов такое топливо может быть самовоспламеняющимся ракетным топливом и несамовоспламеняющимся ракетным топливом . В последнем случае для химического зажигания основного топлива используют пусковое топливо . Нашли применение и унитарные ракетные топлива .
В состав жидкого ракетного топлива для улучшения характеристик и эффективности ракетного топлива вводят различные присадки, добавляют мелкодисперсные порошки некоторых металлов (см. металлсодержащее топливо ). С этой целью изучаются также многокомпонентные ракетные топлива (в т.ч. трёхкомпонентное ракетное топливо ), способные обеспечить большее значение удельного импульса.
Основные требования, предъявляемые к жидким ракетным топливам : обеспечение заданного удельного импульса; хорошая химическая стабильность; взрывобезопасность в условиях эксплуатации; пригодность и достаточность одного из компонентов для охлаждения ЖРД (см. охлаждающая способность топлива ); сохранение жидкого состояния в условиях эксплуатации без неоправданных затрат; совместимость с конструкционными материалами; возможно большая плотность; минимальная вязкость и токсичность; обеспеченность сырьевыми ресурсами.
Наибольшее применение в ракетной технике получили: из окислителей - жидкий кислород , четырёхокись азота , азотнокислотные ракетные окислители , перекись водорода ; из горючих - керосин , монометилгидразин , несимметричный диметилгидразин , гидразин , жидкий водород , амины и др. (удельный импульс 2500-4500 м/с). Как перспективные компоненты топлива изучаются фторные окислители , бороводороды , а также сочетания жидких компонентов топлива с лёгкими металлами (литий, бериллий, алюминий) и др. (удельный импульс 3500-5000 м/с).
Твердые ракетные топлива применяются в ракетных двигателях, ГГ, прямоточных и ракетно-прямоточных двигателях и гидроракетных двигателях. Их можно разделить на две группы: баллиститные (гомогенные), например, Н и НМ-2 (табл. 1.8) и смесевые (гетерогенные).
Смесевые твердые топлива содержат 20…30% связующего каучукообразного или смолообразного вещества, 60…80% окислителя и до 20% алюминия; имеются также составы, содержащие компоненты баллиститных и смесевых топлив. Возможно также применение в качестве горючего гидридов легких и тяжелых металлов. В качестве окислителей обычно применяют перхлорат аммония; возможно применение других твердых солей хлорной и азотной кислот, богатых кислородом (табл. 1.9).
В качестве горюче-связующего используются каучуки (полисульфидный, полиуретановый и др.), полимеры (полиэфирные, фенольные и эпоксидные смолы, полиизобутилен и др.), тяжелые нефтепродукты (асфальт, битум и др., табл. 1.10). В смесевые твердые топлива иногда добавляют также октоген и гексоген. Некоторые составы (с известной долей условности) смесевых твердых топлив США и их характеристики приведены в табл. 1.11 .
Обычные баллиститные и смесевые топлива не удовлетворяют требованиям, предъявляемым к газогенераторным топливам. Поэтому разрабатывают специальные газогенераторные составы топлив с низкой температурой горения (см. последнюю колонку табл. 1.11), ограниченной сверху (жаропрочностью материалов клапанов, турбинных лопаток и других элементов проточной части) и снизу (устойчивостью горения топлива). Кроме того, ГГ иногда должны работать длительное время, и топливо должно иметь малую скорость горения. Для регулируемых ГГ предложен состав топлива, у которого скорость горения уменьшается с ростом давления ( <0). Дополнительные требования могут предъявляться и к составу продуктов сгорания топлив для ГГ: отсутствие конденсированной фазы, коэффициент избытка окислителя должен быть не более единицы (обычно). Смесевые топлива применяют и в воспламенительных ГГ (двигателях запуска).
К смесевым твердым топливам можно отнести пиротехнические составы. Пиротехнические составы применяются как наполнители воспламенительных устройств и пироэнергодатчиков; возможно их применение и в ГГ.
Основные компоненты, входящие в пиротехнические составы, можно разбить на следующие группы (табл. 1.12):
1.Окислители – перхлорат калия KCIO , нитраты натрияNaNO , калияKNO , барияBa (NO , перекись и хромат барияBaO и др.
2.Горючие – металлы (алюминий, магний, цирконий, бор, титан) и сплавы (алюминиево-магневый, циркониево-никелевый), неметаллы (фосфор, углерод и сера), неорганические соединения (сульфиды, фосфиды, силициды и др.), органические соединения.
Таблица 1.9
Характеристики твердых окислителей
|
Окислитель |
Химическая формула |
Плотность, г/см |
|
|
Перхлорат калия Перхлорат аммония Перхлорат лития Перхлорат нитрония Нитрат калия Нитрат аммония Нитрат лития |
KCIO Li CIO Li NO |
Таблица 1.10
|
Стехиометрическое отношение при горении в кислороде, кг/кг |
Тепловой эффект реакции сNH , кДж/г |
|
|
Каучук бутадиен-стирольный Каучук полиуретановый Смола эпоксидная Полиметилметакрилат Алюминий |
3.Цементаторы (связующие) – органические полимеры, обеспечивающие механическую прочность пиротехнических составов (идитол, канифоль, эпоксидные смолы, каучуки, этилцеллюлоза).
4. Другие добавки, играющие роль ускорителей или замедлителей горения или уменьшающие чувствительность составов к трению (флегматизаторы).
Для воспламенения смесевых твердых топлив с высоким содержаниемNH применяют пиротехнические смеси:KCIO - 26…50%,Ba (NO - 15…17%, циркониево-никелевый сплав (50/50) – 32…54%, этилцеллюлоза – 3% (патент США).
В воспламенительных устройствах применяют пиротехнические составы в виде прессованных таблеток. Плотность во многом определяется давлением прессования и колебания в пределах 1,3…2,8 г/см . удельная теплоемкость – 0,8…1,25 Дж/(кг*К), теплопроводность – 62,8…104,7 Вт/(м*К).
Таблица 1.12
Теплотворная способность пиротехнических составов
при стехиометрическом соотношении компонентов
|
Окислитель |
Теплотворная способность, кДж/кг |
|
|
Бор и алюминий Дымный порох Сплав циркония с никелем Циркониево-никелевый сплав с добавлением бора и алюминия Алюминий |
PbCrO KClO Ba(NO KClO (C )n KClO |
Скорость горения пиротехнических составов в условиях их работы в воспламенительном устройстве при обдуве таблеток высокотемпературными продуктами сгорания представляется в видеu =map , гдеm ,a ,v – эмпирические коэффициенты.
Пиротехническими твердыми топливами называют также составы с большим количеством металлического горючего (более 50%) и солями неорганическими кислот в качестве окислителя; они предназначены для ГГ ракетно-прямоточных двигателей (РПД).
Заряд смесевого ТРТ может быть выполнен в виде блока (блоков), таблеток или порошков.
В качестве экспериментальных порошковообразных горючих использовали алюминий, двойной декаборан алюминия, диборид бора и циркония, полиэтилен и т.п., а в качестве окислителя – перхлорат аммония, нитрат аммония и др. Частицы имели размер от 2 до 2000 мкм. В качестве флюидизирующих газов использовались инертные (азот), окислительные (воздух, кислород) и горючие (водород, метан).
Возможны следующие способы подачи псевдожидкости из бака в камеру сгорания: с помощью сжатого газа, поршня, винтового насоса и струйного насоса. Порошкообразные горючие применяются в комбинированных стендовых ГГ, позволяющих в широких пределах варьировать давление, температуру и состав продуктов сгорания с целью изучения воздействия многофазных потоков на материалы.
Порошкообразным топливом является дымный ружейный порох (ДРП) с диаметром зерна 0,15…1,25 мм и крупнозернистый дымный порох (КЗДП) с диаметром зерна 5,1…10,2 мм; состав в %: нитрат калия – 74; древесный уголь – 15,6; сера – 10,4; температура горения 2600К; расходный комплекс 1200 м/с.
Плотность зерна ДРП 1,75 г/см , насыпная плотность ДРП 0,9…1,15 г/см , минимальное давление устойчивого горения 0,1 МПа, температурная чувствительность =0,005 1/ С.
Зависимость скорости горения от давления имеет вид
u =1,37*(p /98100) .
Зажигание твердого ракетного топлива происходит при воздействии:
1.потока тепловой энергии (радиационный, контактный и конвективный нагрев);
2.потока химически высокоактивных газов или жидкостей вызывающих при контакте с поверхностью твердого топлива гетерогенную экзотермическую реакцию;
3.механического удара и трения.
Фактический процесс воспламенения в реальном РДТТ сложен. К числу главных трудностей при его изучении относятся проблемы определения управляющего механизма, выбора критерия воспламенения, определения химической кинетики предшествующих горению реакций, а также гетерогенный характер смесевых твердых топлив. При проведении опытов за начало воспламенения принимают:
1.первое появление пламени, регистрируемое фотографическим путем или фотоэлементом;
2.резкое изменение показаний термопары;
3.наступление уноса массы топлива.
Таблица 1.13
Механические характеристики ТРТ
|
Параметр |
||
|
баллиститное |
смесевое |
|
|
Предел прочности, Н/мм Модуль упругости, Н/мм Коэффициент Пуассона |
||
Эксплуатационный свойства твердых топлив определяются их физическими, механическими (табл. 1.13), теплофизическими (табл. 1.14), химическими характеристиками, а также физико-химическими характеристиками продуктов сгорания. Наряду с энергетическими, прочностными, теплофизическими показателями твердое ракетное топливо характеризуется взрывобезопасностью, чувствительностью к удару и трению, степенью токсичности и дымности продуктов сгорания, технологичностью изготовления и снаряжения, стабильностью физических и химических характеристик во всем объеме заряда (особенно на границах) при всех условиях эксплуатации.
Таблица 1.14
Теплофизические характеристики ТРТ
|
Теплоемкость, Дж/г*К |
Коэффи циент теплопроводности, Вт/м*К |
Коэффи циент линейного расширения 1/К |
Эксплуатационный интервал температур, С |
Максимальная температура хранения, С |
|
|
HM-2 HES-4016 ANB-3066 TP-Q-03011 |
1.3 СОНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ
Стартовая масса ракетыm , имеющейn ступеней, связана с максимальной дальностью полетаL приближенным соотношением m ,
гдеm - масса полезной нагрузки; /m ;I - среднее значение пустотного удельного импульса;А иа – коэффициенты, значения которых в первом приближении составляютА =407,а =1/3 при 300 км 6000 км; А=825, а=1/4 при 6000 км 12000 км.
Причем в диапазонеL 500 обычноn =1, в диапазоне 500 км 5000 кмn =2, в диапазоне 5000 км 12000 кмn =3.
Оптимальный относительный запас топлива )).
Учет потерь скорости на преодоление сил гравитации и прохождение плотных слоев атмосферы в первом приближении приводит к соотношениям (n =2; 3):
; =(1,08…1,12) ;
Время работы ступениt связано с начальной, задаваемой тяговооруженностьюn t = (при условииm const ).
Для каждой ступени по известным иm находятся основные проектные параметры, в качестве которых для многоступенчатых ракет принято считать диаметр ступени, массу топлива, давление в двигателе, степень расширения сопла, длину сверхзвучной части, длину утопленной части, время работы (табл. 1.15).
Таблица 1.15
Параметры ступеней многоступенчатой ракеты
|
Параметр |
Первая ступень |
Вторая и третья ступень |
|
Номинальное давление в камере, МПа Степень расширения сопла,F Относительная длина утопленной части сопла Ограничение на диаметр выходного сечения сопла Максимальный уровень потребных управляющих сил, % Начальная тяговооруженность |
0,75D 10 …12 |
D 5…8 (вторая); 1…1,5 (третья); 3…3,5 (вторая); 3,5…4 (третья) |
*D – диаметр двигателя.
На долю двигателей приходится 80…90% массы всей твердотопливной ракеты, и конструктивные особенности РДТТ во многом определяют конструктивную схему ракеты и ее основные технические характеристики. В свою очередь, конструктивные особенности РДТТ в основном определяются (табл. 1.16):
формой и принципиально-конструктивной схемой корпуса;
формой заряда твердого топлива, способом его крепления в корпусе;
числом и компоновкой сопел;
типом и компоновкой устройств создания управляющих усилий;
устройством узла отсечки тяги.
1 .3.1 КОРПУС И СОПЛО РАКЕТЫ
Корпус и сопло представляет собой полую многоблочную (см. рис. 1.1) или сборную односекционную (многосекционную) оболочку цилиндрической формы, закрытую с торцев передним и задним днищами. Корпуса могут иметь и другую форму, например, шаровую, эллипсообразную. Днища выполняются монолитно с цилиндрической частью и отдельно. Внутреннее строение корпуса определяется конструкцией заряда твердого топлива.
Таблица 1.16
Характеристики различных схем РДТТ
|
Схема РДТТ |
Удельный импульс, м/с |
Время работы, с |
|||
|
Баллиститное Смесевое Смесевое |
Многошашечный Вкладной Скрепленный |
~ 2000 ~ 2400 ~ 2800 |
~60 |
Силовые оболочки типа «кокон» изготавливаются из композиционного материала методом спиральной намотки на оправку с выполнением днищ вместе с цилиндрической частью оболочки.
Толщина оболочки корпуса в местах перехода днища в цилиндрическую часть определяется по формуле
гдер - максимальное давление в двигателе;D – внутренний диаметр цилиндрической части обечайки;d - диаметр полюсного отверстия; - предел прочности на растяжение стеклоленты.
Равнопрочная цилиндрическая оболочка получается при = 2…3(d , где - толщина кольцевых слоев; - толщина спиральных слоев.
Толщина днища в заднем месте
где - угол намотки.
Стыковочные юбки (см. рис. 1.1) изготавливаются намоткой заодно с корпусом, и в них вмотаны закладные детали фланцев. Стыковочные юбки являются частью конструкции ракеты и должны выдерживать комбинированные нагрузки: по оси (сжатие и изгиб), сдвиг и кручение.
Цилиндрическая часть силовой оболочки может быть изготовлена методом продольно-поперечной намотки на оправку.
Толщина стенки оболочки корпуса определяется по формуле
D /(2),где [- предел прочности стеклопластика (0,1…1,1 ГПа);n – запас прочности (1,35…1,5). Эта формула справедлива, когда на два слоя окружных лент наносят один слой продольных лент.
Силовые оболочки выполняются без единиц с утолщением по обоим торцам с последующей их механической обработкой для подготовки мест соединения с металлическими днищами.
Металлические обечайки корпуса
Подразделяются по форме на цилиндрические, конические и сферические, а по технологии изготовления – на сварные (с кольцевыми, спиральными и продольными швами) и бесшовные (раскатные и цельнотянутые).
Комбинированные обечайки корпуса представляют собой металлические обечайки, усиленные наружной оплеткой из стеклонитей или других высокопрочных армирующих материалов, которые выполнены с определенным натяжением, создающим в слое оплетки до нагружения оболочки напряжения. Если оплетки принимает на себя половину окружной нагрузки, действующей на всю цилиндрическую обечайку, тогда отношение толщин металлической оболочки и оплетки является оптимальным. При этом толщина металлической обечайки определяется из условия обеспечения прочности в осевом направлении D /4, а недостаточная прочность в окружном направлении компенсируется оплеткой с толщиной, равной D /4. В этих формулах и - допустимые напряжения в металлической обечайке и армирующей оплетке соответственно.
Соединения элементов конструкции обеспечиваются с помощью специальных узлов, основные требования к которым сводится к обеспечению прочности и герметичности соединений при минимальных массе и габаритных размерах применительно к каждому конкретному случаю с учетом материалов соединяемых элементов и видов нагружения.
При одном и том же типе разъемного соединения возможно огромное число модификаций кольцевых уплотнений на стыке. Основным элементом уплотнений является резиновое кольцо. Размеры резиновых колец и канавок под них, а также рекомендации по применению резиновых уплотнительных колец даются в соответствующих общесоюзных и отраслевых стандартах (ГОСТ 9833-73).
Всопловом блоке РДТТ может содержаться различное число сопел: одно (соосное с двигателем или повернутое относительно оси двигателя на угол 90 ), два (поворотных) или четыре, а также 10…20, наклоненных к плоскости сопловой крышки, например, у турбореактивных снарядов (см. рис. 1.2).
Сопло может быть круглым и кольцевым (последние пока не нашли применения в РДТТ).
Схема РДТТ с одним центральным соплом характеризуется наилучшими энергомассовыми характеристиками. Для сокращения длины двигателя сопло может быть уплотнено в корпус (см. рис. 1.1). В двигателях ракет, в которых РДТТ располагают в близи центра ракеты, вход в сопло выполняют в виде удлиненной трубы. Габаритные размеры сопла изменяемой геометрии в рабочем положении превышают исходные, таким является раздвижное сопло (рис. 1.3).
Рис. 1.3 Поворотное раздвижное сопло:
1 – заделка привода; 2 – привод; 3 – раздвижные части.
Многосопловая схема позволяет организовать управление ракетой и в двух плоскостях, и по крену. Однако в этом случае ухудшаются условия входа продуктов сгорания в сопло, увеличивается унос теплозащитных покрытий на входе в сопло и в раструбе.
Рассмотрены также конструктивные схемы РДТТ с кольцевым соплом, подвижное центральное тело которого позволяет регулировать тягу, и с тарельчатым соплом (топливо безметалльное), Внешний участок расширяющейся части которого образован задним днищем двигателя (это же сопло с заглушенным минимальным сечением служит также передним днищем нижней ступени).
Особенности сопел отсечки тяги РДТТ см. в п. 1.3.5.
Материалытепловой защиты РДТТ представляют собой искусственные изотропные и анизотропные композиции, обеспечивающие тепловую изоляцию несущей конструкции и прогнозируемый унос поверхностного слоя.
С некоторой степенью условности материалы тепловой защиты можно разделить на облицовки, теплоизоляционные слои и насадки (рис.1.4). Облицовки обеспечивают заданную стойкость первого слоя тепловой защиты тракта от разрушения при взаимодействии с двухфазным рабочим телом; при этом может происходить унос материала с прогнозируемой скоростью.
Теплоизоляционные слои обладают низкой проводимостью тепла, но подвержены существенному уносу уже при незначительном уровне конвекции рабочего тела.
Рис. 1.4 Тепловая защита:
УУКМ – углерод-углеродные композиционные материалы; УСП – угле- и стеклопластики; ТЗМ – теплозащитные материалы; НО – неориентированные материалы; О – ориентированные материалы.
Насадки концевых частей сопел одновременно выполняют функции и тепловой защиты, и несущей конструкции. В зависимости от уровня воздействия обтекающего потока один и тот же материал может выполнять как функции облицовки, так и изолятора. Например, геометрия заряда современного РДТТ с центральным утопленным соплом исключает возникновение больших скоростей обтекания элементов корпуса, материалы тепловой защиты подвержены в основном нагреву излучением. Тогда тепловую защиту корпуса выполняют из легких эластичных низкотеплопроводных материалов на основе каучуков и резин без армировки наполнителями. А для четырехсопловой конструкции РДТТ в качестве тепловой защиты сопловой крышки, подверженной воздействию высокоскоростной многофазной струи из канала заряда, служит материал, выполненный из армированных асбестом или кремнеземной тканью материалов на фенолформальдегидных связующих, обладающих достаточной эрозионной стойкостью и большим значением плотности (до 1800 кг/м ).
В многослойных конструкциях теплоизоляционные слои располагают между эрозионно стойким слоем и защищаемым элементом в целях минимизации общей массы данного узла (рис. 1.5). В зависимости от уровня напряженно-деформированного состояния и температуры элементов изолятором может быть теплозащитный материал на основе каучуков, а так же низкотеплопроводный угле- и стеклопластик. Материалы герметизирующего и диффузионного слоев корпуса двигателя одновременно являются изоляторами при прогреве конструкции.
Рис. 1.5 Элементы тракта сопла:
1 – углепластик, применяемый в качестве облицовки; 2 – стеклопластик, используемый как изолятор; 3 – теплоизолятор, выполненный из ТМЗ.
Неметаллические материалы облицовок представляют собой изотропные и анизотропные композиции, состоящие из связующего (матрицы) и наполнителя. Угле- и стеклопластике имеют органическое связующее и наполнители из угольной или кремнеземной ткани. Детали тепловой защиты тракта сопла получают прессованием и намоткой. Прессованием можно получить слоистые (анизотропные) композиты.
Крупногабаритные элементы тракта (раструбы сопел) получают наметкой пропитанных связующим лент наполнителя на оправки с последующим отверждением под давлением и механической обработкой.
Графиты получают прессованием смеси каменноугольного пека (связующего) с нефтяным песком (наполнителем) с последующей графитизацией при Т>2400К.
Пирографиты получают осаждением углерода при разложении метана на поверхность графита интервале температур 2373…2673 К, и пирографит по своим свойствам приближается к свойствам монокристалла; ему присущи резкая анизотропия и экстремальные значения теплопроводности и других характеристик.
Углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ) имеют наполнители из углеродных и графитовых тканей и волокон (в том числе объемного плетения) и матрицу из пироуглерода. Ряд деталей получают пропиткой углеграфитового наполнителя связующим из органических смол при карбонизации заготовки, а инертной среде при температуре 1273…1373 К и уплотнении карбонизованной заготовки пироуглеродом – осаждением пленок органических веществ при температуре 1373…1473 К.
Другие детали получают наметкой или выкладкой непропитанных связующим углеграфитовых лент или волокон на оправку с последующим уплотнением пироуглеродом в печи.
Насадки - концевые части сопел с радиационным охлаждением – выполняют из сплавов на основе молибдена или ниобия, имеющих высокую температуру плавления и достаточные прочные свойства при равновесной температуре насадка, а так же они могут быть выполнены из УУКМ.
Условием работоспособности можно принять условие не разрушения элементов конструкции, и эту крайне сложную задачу разделяют на две более простые и в ряде случаев независимые друг от друга:
определение температурных полей в силовых элементах;
определение напряжений и деформаций в элементах при их силовом нагружении и сравнение с допустимыми значениями при известных температурных полях.
Для вкладыша, элементов устройств управления вектором тяги РДТТ, подверженных воздействию рабочего тела, ограничениями служат условия допустимого значения уноса. В некоторых случаях ограничение накладывается на допустимый разброс толщин унесенного слоя материалов.
1.3.2 ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РАКЕТЫ
В ракетной технике используются различные формы зарядов твердого топлива (рис. 1.6, табл. 1.17): горящие главным образом по внутренним поверхностям (поверхности, горение которых надо предотвратить, покрыты бронирующим составом или защитно-крепящим слоем для скрепления заряда с корпусом); горящие почти по всем боковым поверхностям, например небронированные трубчатые шашки (рис. 1.7); горящие с торца.
Заряды твердого топлива изготавливаются по технологии литья под давлением, свободного вакуумного литья и методом проходного прессования.
Заряд, изготовленный методом литья, формируется либо непосредственно в корпусе РДТТ, либо в специальном каркасе, либо отдельно в специальной изложнице. Геометрия внутренней поверхности заряда формируется технологической иглой, помещенной внутри корпуса.
Технологический процесс изготовления заряда включает в себя подготовку смеси порошкообразных компонентов, подготовку связующего (вакуумирование, смешение жидких элементов, приготовление смеси связующего с алюминием), приготовление топливной массы и формование заряда, полимеризацию заряда.
При изготовлении зарядов методом литья под давлением используются смесители непрерывного действия. Приготовленная, в смесителе топливная масса транспортируется при помощи шнеков в изложницу или в корпус двигателя. Давление топливной массы в начале заполнения, равное 0,5…1,0 МПа, возрастает при стравливании в конце заполнения до 2…4 МПа.
Рис. 1.6 Формы зарядов твердого топлива
а – многошашечный;б – телескопический;в – со звездообразным каналом;г – с колесообразным каналом;д – торцевого горения;е – цилиндрический;ж – щелевой.
При свободном литье подготовка жидких компонентов и смещение топливной массы производятся в отдельных смесителях, затем масса сливается в изложницу или корпус с предварительным созданием в нем вакуума.
Процесс полимеризации производится под давлением 3…8 МПа в зависимости от конструкции заряда и двигателя при температуре 40…80 C в течение 15…25 суток. После полимеризации технологическая игла, определяющая внутреннюю конфигурацию заряда, извлекается. Литьевая технология позволяет создать конструкцию заряда из нескольких топлив (различные скорости горения, температура горения и т.д.).
Заряды изготавливаются методом проходного прессования с помощью шнека, продавливающего через пресс-форму топливную массу, которая образует наружную и внутреннюю формы поперечного сечения заряда, после чего происходит отверждение заряда.
Заряд, формируемый заливкой непосредственно в корпус и склеиваемый с внутренней поверхностью корпуса, называют скрепленным зарядом твердого топлива (см. рис. 1.1).
Вклеиваемый заряд изготавливается предварительно и затем вклеивается в корпус двигателя. Изготовление вклеиваемого заряда осуществляется в толстостенной пресс-форме с внутренним диаметром, несколько меньшим, чем у корпуса.
Рис. 1.7 Формы поперечного сечения зарядов всестороннего горения
а – одноканальные шашки;б – многоканальные;в – бесканальные.
Таблица 1.17
Характеристики зарядов различных форм
|
L/D |
e /D |
S/() |
Число и форма поперечного сечения канала |
|
|
Внутриканального горения Всестороннего горения Торцевого горения |
~4L/D ~4L/D |
1, звезда (см. табл. 1.18) См. рис. 1.7 |
Таблица 1.18
Параметры заряда со звездообразным каналом
|
Число лучей звездообразного канала |
||||
|
Угол при вершине выступа заряда, 0,14 |
||||
|
Коэффициент заполнения поперечного сечения дегрессивно догорающими остатками |
S =const S |
|||
Заряд, изготовленный отдельно и свободно вложенный в корпус двигателя, называют вкладным (рис. 1.8). До появления смесевых топлив единственным способом снаряжения была свободная укладка зарядов в корпус двигателя. Часть поверхности заряда бронируется.
Основные требования к бронирующему покрытию состоит в следующем:
химическая и физическая совместимость с ТРТ и стабильность в условиях эксплуатации;
хорошая адгезия к поверхности заряда;
высокая эрозионная стойкость;
низкая теплопроводность;
низкий уровень дымообразования (в случае баллистидного топлива).
В многошашечном заряде (см. рис.1.6, а) число шашек, обеспечивающих наибольшую плотность заряжания, равно n = 1 + 3(i +i ), гдеi 0,714
Конструкция заряда последних ступеней баллистических ракет должна обеспечивать возможность прекращения работы двигателя в любой момент времени полета в заданном диапазоне дальностей. Необходимо, чтобы к моменту достижения скорости, соответствующей минимальной дальности, отверстия системы отсечки тяги сообщались со свободным объемом камеры сгорания РДТТ. С этой целью в заряде могут предусматриваться специальные каналы.
В зависимости от эксплуатационных требований к РДТТ, формы заряда и механических свойств твердого топлива выбирается способ крепления заряда в корпусе РДТТ.
Преимущество скрепленного заряда заключается в том, что отсутствует теплозащитное покрытие большей части внутренней поверхности, и это способствует увеличению плотности заполнения. Стенки корпуса частично загружены от внутреннего давления зарядом на начальном этапе работы РДТТ.В двигателе отсутствуют специальные двигатели крепления заряда.
При свободной укладке заряда в корпус вводится устройство для крепления заряда в виде диафрагм (рис. 1.9), радиальных опор и кольцевых уплотнений, расположенных в зазоре между теплоизолированной стенкой корпуса двигателя и бронированной поверхностью заряда (см. рис.1.8). Система крепления заряда должна обеспечить прочную и надежную фиксацию при воздействии на заряд продольных и поперечных перегрузок и вибраций. Конструкция крепления не должна вызывать высокие локальные напряжения в заряде, которые могут нарушать его целость, вызывать местные разрушения заряда, приводящие к искажению диаграммы давления снижению полноты сгорания топлива.
Рис. 1.8 Свободновложенный заряд и узлы его крепления в корпусе:
А – передний узел;Б – задний узел.
Диафрагмы предназначаются для надежного фиксирования заряда твердого топлива в корпусе и одновременно служат колосниковой решеткой, обеспечивающей лучшее горение заряда и полное догорание его частиц в камере сгорания без выброса их из двигателя.
Радиальная опора для заряда твердого топлива может состоять из ряда тонкостенных опорных элементов или планок, которые расположены по окружности между зарядом и стенкой корпуса; опорные элементы упруго упираются в стенку корпуса и заряд, поддерживая последний по всей длине. Радиальная опора может быть выполнена также в виде плоских упругих полос, которые вставляются в зазор с предварительным напряжением.
Рис. 1.9 Диафрагмы:
а – для крепления многошашечных зарядов;б – для крепления одношашечного заряда.
Извечная мечта человека о космосе стала реальностью благодаря химии. Хотя топливо, которое используется для запуска ракет, такое же углеводородное, как и то, что наши предки сжигали в кострах и светильниках.
Важное отличие ракеты от самолёта состоит в том, что она должна нести не только топливо, но и окислитель, который нужен для его сгорания. Вещества из окружающей среды она не применяет.
Скорость полета ракеты определяется скоростью и объемом выбрасываемой в полете массы. То есть летит она тем быстрее, чем более тяжелое вещество может отбрасывать и чем с большей скоростью может это делать. Чтобы обеспечить этот процесс, нужно максимально эффективно преобразовывать энергию горючего и окислителя в реактивный выброс.
Сколько лет ракетам на самом деле?
«Меньше сотни», – уверенно ответит почти каждый человек. И ошибется, потому что еще две тысячи лет назад попытки создания ракет были сделаны в Китае. Тогда ракеты пытались запускать на смеси угля (топливо), селитры (окислитель) и серы (катализатор).
Разумеется, никаких впечатляющих результатов это не принесло.
По мере развития науки становилось очевидно, что твердое топливо вообще не подходит для этой цели: его эффективность слишком мала, а горение почти нельзя контролировать в летящей ракете.
Новейшие ракетные теории
В начале XX века появились первые разработки ракетных двигателей на жидком топливе с управляемой тягой. В теории все получалось отлично: берем спирт и окислитель, строим специальную камеру. Вещества горят и с огромной скоростью выбрасываются из сопла, давая нужную степень реактивной тяги. Управляем тягой, регулируя подачу веществ.
Но как быть с тем, что топливо требуется дважды? Ведь ракета сначала выходит на земную орбиту, а потом возвращается на землю. Для этого ее сначала нужно разогнать, а потом затормозить, на все это необходимо топливо, и ракета должна нести его с собой. А чем больше вес, тем более мощная первая ступень требуется, иначе ракета вообще не оторвется от земли.
Вскоре пришли к мысли, что для эффективного запуска нужны разные носители с разным топливом. Выбор был между керосином и спиртом, а в качестве окислителя должны были выступать азотная кислота или жидкий кислород. В СССР для пилотируемых запусков использовали смесь керосина и жидкого кислорода, именно она применялась для вывода первого спутника и первого запуска человека в космос.
Потом появились и другие варианты. Гептил с азотной кислотой и сейчас используется для заброски грузов на орбиту. В США при запуске «Аполлона» применяли сочетание керосина с кислородом на первой ступени, а для второй и третьей использовали тандем жидкого водорода и жидкого кислорода. Последний вариант показал отличную эффективность и широко применяется по сей день.
Как развивалась эта отрасль?
Работы по улучшению эффективности керосина велись с 1950-х годов. Их результат – появление синтина, который, однако, тоже имеет определенные проблемы, да и ресурсы для получения керосина не бесконечны. К тому же, топливные баки требуют очень много места и объема, и эта проблема стоит тем острее, чем более длительный полет планируется.
Когда появилась идея применять сжиженный газ вместо керосина, внимание ученых привлек метан. Одно из его достоинств – при сгорании он не образует нагара, что дает возможность создавать многоразовые ракетные двигатели.
Изменился и взгляд на используемые окислители. Получили распространение перекись водорода, азотная и хлорная кислоты и другие окислители, содержащие кислород. Собственно, самым выгодным окислителем является жидкий кислород – в составе кислот и других окислителей его содержится не более ¾, остальное, по сути, является балластом.
Начиная с 70-х годов начали широко применяться катализаторы горения с целью увеличить полноту сгорания топлива, исключить недожоги и поднять КПД двигателя.
Чем заняты химики сегодня?
Попытками получить еще более эффективные и дешевые варианты топлива. Пробовали даже составы на основе чистого фтора, кобальта и бериллия.
На самом деле, сейчас само понятие ракетного топлива становится немного неточным. Речь уже идет не о веществах, которые могут гореть и давать выбросы, а о новых составах, новых источниках энергии, которые выделяют ее без собственно горения.
Так, если взять атомарный (разделенный на атомы) водород в количестве одного килограмма, а потом снова соединить его атомы в молекулы, то можно получить гигантский тепловой выброс, достаточный для кипячения пятисот литров воды. Хорошо звучит? Да, но есть и минусы – крайняя неустойчивость атомарного водорода и сложности с его получением в больших количествах.
А конструкторы продолжают требовать «компактных» решений, которые позволят уменьшить объемы топливных баков ракет.
Чего ждать в ближайшем будущем?
Уже десять лет ведутся разработки и испытания двигателей, которые летают на природном газе. Достоинство этого топлива – в широкой доступности, невысокой цене и практически неисчерпаемых его запасах.
Уже работают ионные и плазменные двигатели и всерьез ведутся разговоры о системах, работающих на атомной энергии.
Судя по всему, грядет эра нового космического топлива – это вопрос буквально одного десятилетия. И, вероятно, эти новые составы станут стартовой площадкой для широкого применения ядерного горючего в качестве ракетного топлива.
Таблица 1. Физико-химические свойства нек-рых ракетных топлив и их компонентов
| Наименование | Плотность при 20C,г/см3 | Т. кип.,C | Т.пл., C |
| Окислители | |||
| Кислород | 1,14 а | -183 | -219 |
| Азотная кислота | 1,52 б | 86 | -41,6 |
| Четырехокись азота | 1,46 б | 21 | -11,3 |
| Перекись водорода | 1,44 | 150 | -2 |
| Фтор | 1,51 а | -188 | -220 |
| Озон | 1,46 а | -112 | -193 в |
| Тетранитрометан | 1,64 | 125 | 13,9 |
| Хлорная кислота | 1,77 | 110 | -112 |
| Горючие | |||
| Керосин | 0,78-0,85 | 180-320 | -50 |
| Этиловый спирт | 0,79 | 78 | -115 |
| Метиловый спирт | 0,79 | 65 | -98 |
| Анилин | 1,02 | 184 | -6 |
| Ксилидин | 0,98 | 216 | -54 |
| Триэтиламин | 0,73 | 90 | -115 |
| Диметилгидразин | 0,80 | 63 | -58 |
| Аммиак | 0,68 а | -33 | -78 |
| Водород | 0,07 а | -253 | -259 |
| Однокомпонентные топлива | |||
| Метилнитрат | 1,21 | 64 | -83 |
| Изопропилнитрат | 1,02 | 102 | -60 |
| Нитрометан | 1,14 | 101 | -29 |
| Окись этилена | 0,88 | 13 | -111 |
Таблица 2. Расчетные характеристики некоторых жидких ракетных топлив
| Окислитель | Горючее | Весовое отношениеокислителя к горючему | Плотность топлива,г/см3 | Темп-ра продуктов сгорания,C | Средний мол. вес продуктов сгорания | Уд. тяга двигателя, кГ.сек/кг (при давлениях в камере сгорания 70 кг/см2, при срезе сопла 1 кг/см2 |
| Жидкий Кислород | аммиак | 1,4 | 0,84 | 2790 | 19,7 | 285 |
| спирт этиловый | 1,68 | 0,99 | 3115 | 23,9 | 274 | |
| Гидразин | 0,80 | 1,06 | 3075 | 18,6 | 301 | |
| Диметилгидразин | 1,39 | 0,96 | 3170 | 19,8 | 295 | |
| Водород | 3,4 | 0,26 | 2415 | 18,0 | 368 | |
| Керосин | 2,48 | 1,02 | 3385 | 23,0 | 286 | |
| Фтор | Аммиак | 3,85 | 1,21 | 4280 | 19,9 | 330 |
| Гидразин | 1,83 | 1,29 | 4220 | 18,5 | 334 | |
| Водород | 5,54 | 0,33 | 2535 | 20,0 | 398 | |
| 85% Азотной кислоты+15% Четырех-Окиси Азота | Гидразин | 1,45 | 1,28 | 2805 | 20,7 | 277 |
| Диметилгидразин | 2,46 | 1,22 | 2845 | 22,2 | 267 | |
| Керосин | 4,1 | 1,33 | 2900 | 24,6 | 258 | |
| Четырех-Окиси Азота | Гидразин | 1,42 | 1,23 | 2990 | 21,3 | 292 |
| Диметилгидразин | 2,75 | 1,19 | 3150 | 24,0 | 274 | |
| Керосин | 3,62 | 1,24 | 3105 | 25,2 | 263 |
