Первые твердотопливные

Юзер  [ljuser]frs_vetlana[/ljuser] про ракеты.

В одном из углов ангара собрана, не побоюсь этого слова, коллекция твердотопливных ракет. Некоторые из них вряд ли можно увидеть где-то еще.
Третья ступень с приборным отсеком и головной частью ракеты 8К95 (РТ-1).

На боковых конусах видны окна, с помощью которых происходит выключение двигателя.
РТ-1 была первой твердотопливной ракетой СССР. Было проведено несколько пусков этой ракеты, но большинство запусков были неудачными, а в остальных нужные характеристик не были достигнуты. Поэтому на вооружение ракету не приняли. Но работы по созданию твердотопливных ракет продолжили. На тот момент времени они обладали неоспоримым преимуществом по сравнения с жидкостными. Ракета на твердом топливе могла стоять готовой к пуску годами, а поскольку не нужно было проводить заправку компонентов топлива, время подготовки к старту определялось практически временем раскрутки гироскопов системы управления и составляло примерно 15 минут.  Сейчас и жидкостные ракеты стоят, готовые к пуску, десятилетиями, и их время подготовки составляет минуты, но тогда…


Кроме этого, твердое топливо нетоксично и … оно просто твердое. Поэтому можно использовать большие ракеты на твердом топливе в мобильных комплексах. Из-за возможных перемещений жидкости в баках жидкостные ракеты нельзя перевозить в заправленном состоянии, особенно по плохим дорогам, – постоянно смещающийся центр масс будет отрицательно сказываться на устойчивости мобильной пусковой установки. Да даже если бы и удалось аккуратно перевезти заправленную ракету, поднять ее в вертикальное положение не получилось.Тонкие стенки баков хорошо воспринимают продольные нагрузки, но изгибающие нагрузки от веса жидкости они бы не выдержали. Ну или пришлось бы их усиливать в ущерб весу забрасываемого груза. А в РДТТ топливо само будет выполнять роль силового элемента.
Но у твердого топлива есть и существенные недостатки. Во-первых, оно менее энергетически выгодно по сравнению с жидким, а во-вторых, тягой ракетного двигателя на твердом топливе нельзя оперативно управлять в полете. В жидкостном ракетном двигателе все просто: есть  клапана, изменяющие расход топлива через магистрали, а в РДТТ что загорелось, то и горит.
Низ третьей ступени.

Для управления полетом ступени применялись твердотопливные качающиеся управляющие двигатели. (Табличка с характеристиками не от этого двигателя)
Вторая ступень.

Каждая ступень представляют собой связку из 4 твердотопливных двигателей. Двигатели связаны между собой не только скрепляющими элементами, но и между ними есть огневая связь, чтобы выровнять их силы тяги между собой. Конечно, лучше было бы сделать один большой двигатель с несколькими соплами. Но тогдашние технологии еще не позволяли делать твердотопливные заряды больших диаметров. Буквально несколько абзацев дальше мы увидим уже привычный твердотопливный двигатель. В качестве твердого топлива на 8К95 использовался баллиститный порох. Обычно это нитроцеллюлоза, растворенная в нитроглицерине. В этом затвердевшем растворе присутствует сразу и окислитель и горючее.
Часть хвостовой части первой ступени.

Нижнее днище ракетного двигателя твердого топлива 3 ступени ракеты 8К98 (РТ-2).

Это была уже “нормальная” межконтинетнальная баллистическая ракета на твердом топливе. В ней использовалось смесевое твердое топливо. Как правило это смесь горючего – мелкой металлической (чаще всего алюминиевой) пудры с твердым окислителем типа перхлората аммония и залитая связующим веществом. Теперь пару слов про заряд твердого топлива. В РДТТ камерой сгорания является по сути весь свободный объем в корпусе двигателя. Поэтому если твердое топливо будет гореть с нижнего торца (что первое приходит в голову), то “камера сгорания” будет все время увеличиваться. Поскольку количество продуктов сгорания будет постоянным (площадь горения – все время площадь нижнего торца заряда), то давление в “расширяющейся камере” будет падать. Кроме того горячие газы будут воздействовать на стенки корпуса двигателя и их придется или охлаждать или они прогорят. Поэтому делают так: нижний и верхний торец заряда бронируют, чтобы там не было горения, а по продольной оси заряда делают канал. Топливо горит по боковой поверхности этого канала. Канал разгорается, увеличивается его объем, но увеличивается и боковая поверхность, т.е. поверхность горения. Таким образом в камере РДТТ поддерживается постоянное давление. Поскольку топливо горит от центра к стенкам, горячие газы не касаются стенок двигателя, а твердое топливо служит хорошей теплоизоляцией. Более того, формой канала можно “программно” задавать тягу (тут мы не учитываем изменение тяги двигателя по высоте из-за изменения атмосферного давления. Уже совсем скоро увидим, как решают эту проблему). Скажем, для цилиндрического канала будет один закон изменения его объема относительно площади горения, в канале в форме звезды или креста – другой (там будет не только первоначальная форма растягиваться, но и обгорать углы). Таким образом будет изменяться отношение количества продуктов сгорания к объему, в котором происходит горение, а, следовательно и давление в двигателе и, как результат, тяга. Это в общих чертах.
Четыре сопла в нижнем днище сделаны для возможности управления ступенью. Двигатели имеют возможность качаться, для чего в критическом сечении установлен шарнир с хитрой системой защиты от прорыва газов.
Верхнее днище этой же ступени.

В центре днища устанавливается зажигающее устройство. Его задача создать в двигателе температуру и давление, необходимые для воспламенения заряда твердого топлива. Другие четыре отверстия – окна для прекращения работы двигателя. В нужный момент пирозарядами вскрываются два окна, давление в двигателе начинает падать, тяга тоже, и к тому же газы, выходящие через эти окна, создают тягу в противоположном направлении. Ракета все еще набирает скорость, но уже значительно медленнее. Потом вскрываются другие 2 окна и двигатель гаснет окончательно. Это сделано, чтобы в конце активного участка ракета имела определенную скорость. Из-за того, что двигатель гаснет не мгновенно и  изменение тяги из основных сопел и противотяги имеет достаточно случайный характер, получается разброс реальной конечной скорости от расчетной. Чтобы его уменьшить, и делают ступенчатое выключение двигателя последней ступени.
Еще один момент, тот самый “нужный”. Из-за различий в горении топлива, окончание активного участка на жидкостных и твердотопливных ракетах происходит по-разному. На жидкостных, автомат стабилизации постоянно поддерживает программное угловое положение ракеты, а система регулирования кажущейся скорости поддерживает скорость, равную заданной. При достижении заданных конечных угловых положений ракеты и скорости прекращается подача топлива и происходит выключение двигателей ступеней.
На твердотопливных ракетах автомат стабилизации тоже управляет ракетой по углам, но поскольку тягу двигателя менять в полете нельзя, выключение двигателей происходит по-другому. Первые ступени работают “на пронос”, т.е. двигатели не выключаются, а работают до полного выгорания топлива. Какая скорость в конце их работы получилась – не важно (Понятно, что она не сильно будет отличаться от расчетной). Во время работы последней ступени все время высчитывается, попадет ли головная часть в цель при текущих значениях угла тангажа и скорости. Ну, естественно, это делается с небольшим предсказанием. Как только система управления “решает”, что достигнутые значения параметров полета позволят попасть в цель, выдается команда на прекращение работы двигателя последней ступени и отделения головной части.

Еще две ракеты, не принятые на вооружение.
Зеленая – 9Д12 – двигательная часть и приборный отсек ракеты “Темп”, первой ракеты КБ Надиразде. Тоже как и на РТ-1 твердотопливные двигатели малого диаметра. На двух двигателях сверху видно окна для выключения, два других двигателя работали до полного выгорания топлива.
Серебристая ракета ПР-90, 9Д711, “Гном”. Первый вариант ракеты с твердотопливным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В качестве окислителя использовался кислород атмосферного воздуха, поступавшего в двигатель через кольцевой воздухозаборник.

Хвостовые части этих же ракет.

У ПР-90 ничего интересного, а “Темп” стоит посмотреть внимательнее. Видны два сопла из четырех с управляющими дефлекторами на них. Раньше мы уже видели в качестве исполнительных органов системы управления рулевые двигатели, аэродинамические рули, газоструйные рули. Теперь вот дефлекторы. Так же как и газоструйные рули они отклоняют вектор тяги двигателя. Но за счет того, что не находятся постоянно в потоке истекающих газов, во-первых, не дают большой потери тяги из-за торможения продуктов сгорания, во-вторых не выгорают сами.

Стабилизация “Темпа” осуществляется складывающимися решетчатыми стабилизаторами. Такие же (больше похожие на темные окошки) можно видеть на обтекателе ракеты-носителя “Союз”. Там они раскладываются при срабатывании системы аварийного спасения.

Сопло с выдвигающимися высотными насадками. Еще в посте про Р-7 речь шла о режимах работы двигателя на разных высотах. Так вот, чтобы уменьшить потери тяги из-за недорасширения продуктов сгорания в сопле двигателя, используются высотные насадки. На уровне Земли двигатель работает в режиме, когда давление на его срезе равно атмосферному давлению и продукты сгорания полностью расширяются. С набором высоты атмосферное давление падает, и газы недорасширяются. Тогда выдвигается первая часть насадка. Сопло увеличивается и давление на его срезе снова становится равным атмосферному (а при движении газов по соплу вместе с их расширением происходит и падение их давления). Ракета летит все выше и атмосферное давление опять становится меньше давления на срезе. Тогда выдвигается третья часть насадка и снова выравнивает давления. Такие насадки устанавливают и на жидкостные и на твердотопливные двигатели. Естественно, на выдвигающихся насадках не предусмотрено никакой системы жидкостного охлаждения.  И еще одно замечание о соплах РДТТ. Не знаю, насколько хорошо здесь видно, но сопло имеет коническую форму в отличие от сопла Лаваля ЖРД. Это связано с тем, что в продуктах сгорания твердого топлива присутствуют твердые частицы – К-фаза и при прохождении по криволинейному соплу Лаваля под воздействием центробежной силы К-фаза буквально “срежет” поверхность сопла. Понятно, что в коническом сопле движение частиц прямолинейно и сильного разрушающего воздействия на стенку сопла нет. Но из-за того, что на выходе из сопла газы расходятся под небольшим углом к продольной оси сопла, возникает некоторая потеря тяги.
На этом, пожалуй, можно и закончить рассказ о твердотопливных ракетах Орева.

Еще из Орева Р-7, Р-2, Р-11, Р-17

Оставить комментарий

Ваш email не будет опубликован. Обязательные поля отмечены *

Вы можете использовать это HTMLтеги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <strike> <strong>