Космические твердотопливные двигатели - Герман Назаров

В дополнение ко всем этим особенностям топлива при прочностном расчете РДТТ необходимо также учитывать существенное различие в характеристиках (коэффициенте термического расширения и т. д.) для топлива, материала корпуса и находящихся между ними материалов. Обеспечение целостности соединения топливного заряда с теплоизоляционным слоем является важным условием для создания надежно работающего РДТТ. Прочность указанного соединения, как и самого заряда, определяется в конечном счете прочностью входящего в состав топлива материала горючего-связующего.

При проектировании РДТТ, разработке технологического процесса его изготовления и дальнейшей эксплуатации в составе РН и КА необходимо учитывать то обстоятельство, что твердые топлива, а также бронирующие, теплоизоляционные, адгезионные и другие полимерные материалы подвержены «старению», т. е. необратимому изменению свойств вследствие происходящих в полимерах химических и физических процессов. Поэтому при длительном хранении снаряженных РДТТ могут ухудшаться энергетические и внутрибаллистические параметры заряда, повышаться чувствительность топлива к внешним воздействиям, снижаться прочность различных структурных элементов и происходить другие нежелательные изменения. Указанное обстоятельство заставляет разработчиков РДТТ и ракетных топлив самым тщательным образом подбирать компоненты полимерных материалов, обращая внимание не только на их стабильность в отдельности, но и. на взаимную совместимость. Хранение РДТТ производится с соблюдением надлежащих условий и правил обращения. Обычно гарантийный срок хранения определяется снижением прочностных характеристик топливного заряда и соседнего с ним адгезионного слоя.

Реактивные сопла. После того как мы обсудили основные вопросы, связанные с топливным зарядом, перейдем к реактивному соплу РДТТ. В течение всего времени работы двигателя на сопло воздействует поток газов с начальными температурой до 3500 К и давлением до 7 МПа и более, движущийся со скоростью, которая достигает 3 км/с (на выходе из сопла). Если камеру ЖРД охлаждать при помощи жидких топливных компонентов, то при создании РДТТ можно рассчитывать лишь на применение жаростойких, теплоизоляционных и других специальных материалов.

Типичная конструкция сопла современного космического РДТТ представлена на рис. 4. Из него видно, что стенка сопла состоит из нескольких слоев различных материалов. Каждый из них выполняет вполне определенную функцию. Наружная оболочка (рубашка) сопла является его основным силовым элементом. Она изготавливается из высокопрочных сталей, титановых и алюминиевых сплавов, а также армированных пластиков. От теплового и эрозионного воздействия газового потока рубашку защищает внутренняя оболочка, непосредственно соприкасающаяся с горящим газом. Особо интенсивному тепловому и эрозионному воздействию подвергается горловина сопла, что могут выдержать лишь немногие материалы.

При тех высоких температурах, которые достигаются в РДТТ, наилучшими характеристиками обладает графит, в особенности пиролитический. Последний не только хорошо противостоит эрозии, но имеет и те достоинства, что хорошо проводит тепло вдоль поверхности кристаллизации и обладает теплоизолирующими свойствами в перпендикулярном этому направлении, а также отличается низким коэффициентом термического расширения. Различные виды графита используются для изготовления кольцевых вставок или тонких защитных пластин (пирографит), которые и устанавливаются в горловинах сопел. Такие конструктивные элементы характерны, однако, в основном для небольших РДТТ, так как существует опасность растрескивания крупных графитовых деталей при запуске двигателя — из-за теплового удара. Широкому применению пирографита в значительной степени препятствует его высокая стоимость.

Рис. 4. Сопло РДТТ:

1 — наружная оболочка; 2 — внутренняя оболочка; 3 — теплоизоляционная оболочка

Чаще всего внутренние детали сопел космических РДТТ изготавливаются из термостойких пластиков, в которых графитовые, угольные, кремнеземные, кварцевые либо асбестовые волокна связаны в одно целое при помощи феноло-формальдегидных смол (таким образом, указанные волокна являются армирующими наполнителями, а смолы — связующими). При работе РДТТ поверхностный слой этих материалов, соприкасающийся с горячим газом, подвергается абляции, т. е. оплавлению, испарению, разложению и химической эрозии с последующим уносом массы газовым потоком.

Из перечисленных выше абляционных материалов наиболее стойкими к эрозии являются угле- и графитопластики, которые и применяются в горловинах сопел. На остальных же участках стараются использовать другие пластики, менее стойкие, но зато более дешевые. Между внутренней аблирующей оболочкой и внешней силовой рубашкой сопла обычно предусматривается слой теплоизоляции из асбо- или кремнепластиков, которые характеризуются низкой теплопроводностью и служат дополнительной защитой рубашки от нагрева.

Процесс изготовления пластиковых деталей сопла обычно включает намотку ленты из соответствующего материала на профилированную оправку, последующее отверждение изделия при давлении до 7 МПа и температуре порядка 150 °C и, наконец, механическую обработку полученной заготовки до необходимых размеров. При сборке сопла пластиковые детали устанавливаются при помощи эпоксидных клеев, последующее отверждение которых производится в нормальных окружающих условиях.

Из рассмотренного видно, что РДТТ характеризуется конструктивной простотой, В то время как ЖРД является лишь частью двигательной установки, в которую входят еще и топливные баки, питающие трубопроводы, заправочно-сливные и дренажно-предохранительные клапаны, а также ряд других элементов, сам по себе РДТТ является, по существу, двигательной установкой. Однако, как мы видели, создание этого «простого» двигателя требует чрезвычайно высокого развития теоретических знаний, химической отрасли техники, технологии производственных процессов, а также овладения многими техническими «секретами».

Полезно привести некоторые соображения в пользу применения РДТТ в космонавтике, дополнительные к тем, которые высказывались ранее. Отметим прежде всего, что простота РДТТ вместе с высокой плотностью твердого топлива позволяет создавать двигательные установки, в которых на конструкцию приходится лишь 5–7 % от общей массы (при использовании ЖРД этот показатель в 1,5 раза хуже). Указанное обстоятельство в значительной степени компенсирует меньший по сравнению с ЖРД удельный импульс РДТТ. По этому важнейшему параметру РДТТ уступает в 1,5 раза лучшим ЖРД, работающим на топливе жидкий кислород — жидкий водород. Известно, что это эффективное топливо явилось одним из факторов успешного осуществления пилотируемых полетов на Луну. Однако его применение не всегда целесообразно, так как связано, в частности, с необходимостью принятия специальных мер к устранению потерь испаряющихся криогенных компонентов (особенно жидкого водорода). А это приводит, естественно, к утяжелению, усложнению конструкции и снижению надежности всего летательного аппарата.

Поэтому в тех случаях, когда от двигательной установки требуется лишь небольшой полный импульс тяги, а тем более если она должна включаться спустя несколько часов или суток после выведения аппарата в космос, выгоднее использовать так называемые высоко-кипящие топлива, компоненты которых являются жидкостями в нормальных условиях. Типичным таким топливом является, например, комбинация четырехокиси азота с несимметричным диметилгидразином.

Но по удельному импульсу это жидкое топливо на 10 % превосходит твердое. Таким образом, для получения одного и того же полного импульса тяги требуется израсходовать твердого топлива на 10 % больше, чем жидкого. Однако ввиду большей плотности твердого топлива (1,76 г/см3 по сравнению с 1,21 г/см3 для указанного жидкого) для размещения всего запаса расходуемого твердого топлива потребуется меньший объем: А это означает снижение массы конструкции, и в результате начальная масса заправленной топливом двигательной установки может оказаться одинаковой для жидкого и твердого топлив. В таком случае выбор будет сделан в пользу второго.

Приведенные рассуждения в значительной мере объясняют широкое применение РДТТ в космонавтике. В пользу РДТТ говорит и то обстоятельство, что при освоенном типе твердого топлива, включая технологию изготовления из него заряда, двигательная установка с РДТТ может быть создана в более короткие сроки, с меньшими затратами средств и, как говорят, с «меньшим риском», чем установка с ЖРД той же тяги. Данные соображения становятся особенно важными, когда речь идет об очень высоких уровнях тяги. Крупнейший твердотопливный двигатель, о котором будет рассказано в разделе о маршевых РДТТ, в 1,7 раза превосходит по тяге наиболее мощные современные ЖРД. При его создании было проведено всего четыре стендовых испытания натурных образцов, при разработке же мощных ЖРД таких испытаний проводится несколько сотен.