Как сгорает твердое топливо ракет

7.3. Смесевые твердые ракетные топлива

Движение ракет осуществляется за счет реактивной силы, возникающей при отбросе массы газообразных продуктов, обра­зующихся при сгорании топлива в двигателе ракеты. В качестве топлива в твердотопливных двигателях используются смеси ти­па дымного, баллиститного пороха и различного состава смесе-вые ракетные топлива. Дымный и баллиститный пороха рас­смотрены в соответствующих разделах. Настоящий раздел по­священ знакомству со свойствами и основами технологии про­изводства смесевых твердых ракетных топлив (СТРТ).

Смесевое твердое ракетное топливо представляет многоком­понентную систему, основными составляющими которой явля­ются окислитель и горючее. Помимо основных компонентов, в СТРТ вводятся добавки различного назначения (катализаторы, стабилизаторы, ускорители горения, отвердители и т.п.).

Наиболее широкое применение в качестве окислителя в СТРТ нашел перхлорат аммония (ПХА), который разлагается с образованием только газообразных продуктов, выделяя при этом на каждую молекулу 2,5 атома активного кислорода.

Перхлорат аммония — белое кристаллическое вещество, ма­логигроскопичное, он безопасен в обращении в чистом виде, но в смеси с органическими соединениями представляет взрывча­тое вещество. ПХА химически не агрессивен к горюче-связующим. Применение ПХА позволило создать СТРТ с еди­ничным импульсом до 250-252 кг-с/кг.

Существенный шаг в разработке высокоэнергетического топ­лива был сделан после открытия в 1971 г. советскими учеными нового высокоактивного окислителя — аммониевой соли нитра-зовой кислоты [NH4*N(NO2)2]. На базе этого окислителя созданы более эффективные СТРТ, которые уже в 1983-1984 гг. были приняты на вооружение Советской Армии в составе ракетных комплексов стратегического назначения.

В качестве горючего в СТРТ используются высокомолеку­лярные соединения: смолы (эпоксидные, карбамидные, фенол-форм альдегидные и т.п.) и каучуки (натуральный, уретановый, бутадиеновый, бутадиен-стирольный, изобутадиеновый, тио-

Горючее в составе СТРТ выполняет двойную роль. Во-первых, это истинное горючее, которое под действием активного кислорода окислителя сгорает до газообразных продуктов СО, СОз и Н20(_ПАР) и обеспечивает образование реактивного эффекта. Во-вторых, оно выполняет роль связки, которая связывает все составляющие в единую топливную массу и придает ей необхо­димые механические свойства (прочность, эластичность, упру­гость). В связи с выполняемой двойной ролью органическая со­ставляющая получила и двойное название: горюче-связующее

Кроме органического, в состав СТРТ вводится металлическое горючее в виде порошкообразного алюминия (реже — магния). Основная роль металлического горючего сводится к повышению температуры и теплоты горения, способствуя тем самым нагреву до более высокой температуры газообразных продуктов сгора­ния органического горючего и повышая энергетику топлива. Однако при горении металлов образуются конденсированные частицы (оксиды металлов), что при значительном их содержа­нии отрицательно сказывается на общем объеме газообразных продуктов. Поэтому содержание металлического горючего должно находиться в определенных оптимальных пределах.

Обычно содержание различных функциональных состав­ляющих топлива находится в следующих пределах: 65-83% окислителя, 10-29% горюче-связующего (вместе с отвердителем), 5-18% металлического горючего и до 5% других добавок.

Смесевые ТРТ по своим свойствам относятся к взрывчатым материалам. Они способны детонировать при возбуждении мощным детонатором со скоростью детонации 2500-3000 м/с. ‘

По чувствительности к механическим воздействиям СТРТ нахо­дятся на уровне обычных бризантных ВВ (тротила — тетрила). Поэто­му при производстве и переработке СТРТ должны соблюдаться такие же правила безопасное, как и при работе с БВВ.

Высокие требования предъявляются к СТРТ по стабильности и, в первую очередь, по сохранению физико-механических свойств: эластичности, упругости топлива, отсутствию старения полимера. Появление при недостаточной стабильности трещин в массе заряда ТРТ, отслоений от корпуса, других явлений, вызы­вающих нарушение целостности топливного заряда, приводит к изменению баллистических свойств и, следовательно, к сниже­нию или потере боевых качеств ракеты.

Производство СТРТ имеет принципиальные отличия от ранее рассмотренных технологий ВМ. Дело в том, что топливная масса (ТМ) не подлежит хранению, поскольку в процессе изготовления в ее состав вводятся соответствующие отвердители, которые ог­раничивают время жизни массы в вязкотекучем состоянии. По­этому ТМ сразу же после приготовления должна заливаться в корпус ракетного двигателя (РД) или соответствующую форму при блочном комбинировании заряда РД.

Технологический процесс производства СТРТ включает сле­дующие основные стадии:

подготовку исходных твердых и жидких компонентов;

подготовку топливной массы (смешивание компонентов);

отверждение топливной массы;

контроль качества заряда СТРТ.

В связи с большим разнообразием ракет, отличающихся друг от друга размерами, конструкционными особенностями, такти­ческими параметрами, решаемыми задачами и целым рядом иных признаков, существуют соответственно и СТРТ различно­го рецептурного состава. Производство такого разнообразия СТРТ, при принципиальном сохранении общей технологической схемы, имеет существенные отличия по аппаратурному оформлению и способам выполнения отдельных операций. Наибо­лее унифицированы стадии подготовки компонентов (твер­дых и жидких), отверждения зарядов и контроля качества.

Стадия подготовки компонентов имеет две технологические ветви. По первой из них готовятся порошкообразные компонен­ты. Подготовка порошкообразных компонентов (окислитель и твердые добавки) сводится к сушке, рассеву, измельчению, сме­шиванию окислителя с добавками в требуемом соотношении. Это типовые операции и выполняются они при использовании обычного оборудования. Так, измельчение проводится в струй­ных (рис. 7.6), струйно-вихревых и других мельницах.

Струйные мельницы применяются для топкого и сверхтон­кого помола.

Материал подается в зону измельчения, куда через сопла встречными потоками поступает сжатый воздух. Частицы ма­териала, увлекаемые струями воздуха, в месте встречи воздуш­ных потоков (в помольной камере) сталкиваются с большой скоростью и измельчаются. Воздух в помольную камеру пода­ется с давлением 4-8 атм. Смесь измельченного материала с воздухом направляется в сепарационную камеру, размещенную на центральной трубе. Крупные частицы отделяются от мелких и по рукавам питания вновь поступают в зону измельчения. Мелкие через верхний штуцер идут в циклон для отделения от воздуха.

Для смешивания твердых компонентов используются ме­ханические корытообразные дифференциальные смесители со шнековыми мешалками (см. рис. 7.3) и вихревые смесите­ли (рис. 7.7), имеющие неподвижный барабан, внутри кото­рого вращается ротор в виде вала с закрепленными на нем по винтовой линии мешалками типа сдвоенных лемехов.

Вторая технологическая ветвь на стадии подготовки ком­понентов предназначена для получения смеси жидких ком­понентов с металлическими горючими и добавками (пласти­фикаторы и др).

Индивидуальные компоненты перед смешиванием сушатся, подвергаются вакуумированию, дозируются.

Смешивание компонентов при работе с легкоподвижным жидким горюче-связующим производится в обычном цилиндрическом аппарате с механической мешалкой. При работе с высоковязким горюче-связующим смешивание ведется в аппарате, состоящем из корпуса с рубашкой для обогрева и двух 2-образных меша­лок., вращающихся навстречу друг другу (см.рис. 7.4).

Подготовка топливной массы выполняется путем смешива­ния твердого и жидкого компонентов, полученных на предыду­щей стадии. Назначение стадии подготовки топливной массы заключается в получении однородной массы с требуемыми лить­евыми свойствами.

Смешивание компонентов при подготовке легкоподвижной ТМ проводится в смесителе контейнерного типа (см. рис. 7.1 а) или в смесителе с планетарно работающими мешалками (см. рис. 7.5).

Высоковязкие составы смешиваются в смесителях с Z-образ­ными мешанками (см. рис. 7.4.).

По окончании смешивания ТМ подвергается вакуумирова-нию с целью удаления газовых включений.

Формование зарядов про­водится различными способа­ми в зависимости от характера ТМ:

ТМ малой вязкости и хорошей текучести формуется методом свободного литья (рис.7.8). В этом случае ТМ в камеру РД или форму поступа­ет под действием собственной массы.

ТМ повышенной вязко­сти формуется методом литья под давлением, при котором масса подается в форму за счет избыточного давления, создаваемого сжатым газом (рис. 7.9).

3. ТМ, обладающая высокой вязкостью, нагнетается в форму или корпус РД шнек — прессом. После заполнения формы или корпуса РД производится от­верждение с целью перевода ТМ из жидкотекучего в твердо-упрутое состояние, присущее топливу.

В зависимости от химической природы связующего компонента процесс отверждения строится по двум вариантам. Для термопла­стичных горюче-связующих (например, типа битума) отверждение производится охлаждением по­ступившей со стадии мешки горячей ТМ.

Термореактивные полимеризующиеся связки и отверждаю-щиеся мономеры и олигомеры стадию мешки проходят при уме­ренных температурах, а отверждение идет в течение 60-70 часов в термокамерах при нагреве до 70-80 °С.

Полученные топливные блоки или заряды топлива в камерах РД первоначально подвергаются визуальному контролю, а затем контролю с помощью приборов, работающих на принципе излучения р-, у—или рентгеновских лучей.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА Текст научной статьи по специальности «Химические технологии»

Аннотация научной статьи по химическим технологиям, автор научной работы — Гатина Р.З., Зайнуллин Р.Р.

Рассматриваются основные этапы осуществления процесса горения твердого ракетного топлива. Особенности протекания химических реакций разложения и взаимодействия компонентов твердого топлива.

Похожие темы научных работ по химическим технологиям , автор научной работы — Гатина Р.З., Зайнуллин Р.Р.

IMPLEMENTATION OF PROCESS OF BURNING OF SOLID ROCKET FUEL

The main stages of implementation of process of burning of solid rocket fuel are considered. Features of course of chemical reactions of decomposition and interaction of components of solid fuel.

Текст научной работы на тему «ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА»

500 мм, толщиной стенки 14,6 мм и протяженностью 1600 км составляет примерно 16 часов [4, 5].

Таким образом, трубопроводный транспорт сжиженного метана требует использования хладостойких металлов (никелевая сталь, алюминий). Однако возможна транспортировка метана в охлажденном состоянии при давлении 1,2 МПа и температуре минус 70°С, что не потребует использования дорогостоящих легированных сталей.

Поэтому экономичность системы трубопроводного транспорта сжиженного метана значительно зависит от стоимости установок сжижения и переохлаждения метана по трассе трубопровода, стоимости стали, из которой изготавливаются трубы, а также от возможности утилизации холода, получаемого при регазификации сжиженного метана.

1. Рачевский Б.С. Сжиженные углеводородные газы. — М.: Изд-во «Нефть и Газ», 2009. — 640 с.

2. Земенков Ю.Д. Эксплуатация оборудования и объектов газовой промышленности. — М.: Инфра-Инженерия, 2017. — 608 с.

3. Энциклопедия газовой промышленности. 4-е изд. Пер. с франц.: Ред. пер. Басниев К.С. — М.: Акционерное общество ТВАНТ, 1994. 884 с.

4. Гафуров А.М., Осипов Б.М. Турбодетандирование природного газа на газораспределительной станции с последующим его сжижением. // Вестник Казанского государственного энергетического университета. — 2011. — №2 (9). — С. 6-11.

5. Гафуров А.М., Гафуров Н.М., Гатина Р.З. Перспективы производства и использования сжиженного природного газа в качестве моторного топлива. // Теория и практика современной науки. — 2016. — № 9 (15). — С. 112-115.

Гатина Р.З. студент 5 курса

факультет «Энергонасыщенных материалов и изделий»

ФГБОУ ВО «КНИТУ» Зайнуллин Р.Р., к.ф.-м.н. старший преподаватель кафедра ПЭС ФГБОУ ВО «КГЭУ» Россия, г. Казань ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА Рассматриваются основные этапы осуществления процесса горения твердого ракетного топлива. Особенности протекания химических реакций разложения и взаимодействия компонентов твердого топлива.

Ключевые слова: ракетный двигатель, горение твердого топлива.

5th year student, faculty of«Energy-intensive materials and products»

«KNRTU» Zainullin R.R.

candidate of physico-mathematical sciences senior lecturer of department «industrial electronics and lighting»

«KSPEU» Russia, Kazan

IMPLEMENTATION OF PROCESS OF BURNING OF SOLID

The main stages of implementation ofprocess of burning of solid rocket fuel are considered. Features of course of chemical reactions of decomposition and interaction of components of solid fuel.

Keywords: rocket engine, burning of solid fuel.

В ракетно-космической технике широкое применение находят ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ). Они относятся к сложным техническим системам и характеризуются многообразием конструктивных решений и применяемых материалов, а также сложными внутренними процессами. Одним из важнейших процессов является процесс горения твердого топлива в камере сгорания двигателя, который определяет газоприход в двигателе, его расход и развиваемую тягу. Газоприход обусловлен величиной скорости горения топлива, а скорость горения даже для конкретного топлива может быть различной в зависимости от условий горения и воздействующих внешних факторов. В настоящее время отсутствуют адекватные математические модели, позволяющие точно рассчитать величину скорости горения.

Чтобы оценить роль процесса горения топлива в получение требуемых выходных параметров двигателя рассмотрим принципиальную конструктивную схему РДТТ (рис. 1), которая включает в себя следующие элементы. Заряд твердого топлива 1 располагается в камере сгорания и фиксируется специальными узлами крепления 7, которыми могут быть различные упоры и решетки. Камера сгорания включает в себя цилиндрическую обечайку 2, узлы соединения 8 и два днища (переднее 3 и заднее или сопловое 4). Как правило, днища имеют выпуклую форму (сферическую или эллиптическую) [1].

6 3 8 7 2 1 7 8 4 8 5

Рис. 1. Принципиальная конструктивная схема РДТТ.

Работа двигателя начинается при срабатывании воспламенительного устройства 6. Продукты сгорания воспламенительного состава заполняют внутренний объём камеры и нагревают поверхность заряда. При достижении на поверхности температуры воспламенения топлива заряд начинает гореть и двигатель выходит на основной режим работы. В результате горения заряда образуется значительное количество продуктов сгорания, которые поступают в сопло 5 и истекают в окружающую среду. В сопле газ расширяется. При этом происходит уменьшение давления, плотности и температуры газа, а скорость движения возрастает, достигая максимального значения на выходе (срезе) сопла.

Горение топлива — многоэтапный процесс. На первом этапе происходит нагрев топлива. Перед нагревом топливо имеет начальную температуру от 223 К до 323 К, до которой нагреты все элементы конструкции двигателя перед его запуском. В течение этапа температура поверхности топлива непрерывно повышается за счет подвода теплоты извне к поверхности топлива. В течение этого периода не изменяются физико-химические свойства топлива, его структура остаётся постоянной. В топливе происходит повышение температуры в поверхностном слое, а в глубине его из-за низкой теплопроводности температура остаётся неизменной и равной начальной. В конце этапа температура повышается до температуры 600 К начала разложения топлива, которая характеризуется началом первой реакция разложения одного из компонентов топлива [2].

На втором этапе происходит разложение компонентов топлива, которое начинается при достижении определенной температуры до 800 К. В целом процесс разложения любого твердого топлива — это совокупность последовательных химических реакций разложения сначала сложных, а затем все более простых химических соединений. Первые реакции — реакции разрыва связей в длинных цепочках мономолекул (например, нитроклетчатки, каучука, смолы). Затем последовательно происходят их разложение с образованием различных радикалов и разложение радикалов на малые молекулы типа NO2, NO, H2, Cl2, HCl, O2 и др. Для протекания

каждой из этих реакций требуется определённая температура, т.е. на втором этапе также требуется приток теплоты в топливо и дальнейший его нагрев. При этом сами реакции разложения в большинстве случаев эндотермичны, т.е. поглощают теплоту. Этап заканчивается при завершении последней реакции разложения, что соответствует некоторой температуре до 1300 К. Исходное топливо полностью переходит в конечные продукты разложения, газообразные и конденсированные (частицы сажи, мелкие частицы расплавленного металла). Границу между конденсированной и газовой фазами принято называть поверхностью горения топлива. В целом вся зона, в которой происходит разложение компонентов топлива, называется реакционной зоной в конденсированной фазе [3, 4].

Завершающим третьим этапом является этап химического взаимодействия продуктов разложения топлива. Протекают реакции: 2H2+O2=2H2O; a2+H2=2HCl; 2OH+H2=2H2O; 2NO+C=N2+CO2; 4А1+302=2А1203 и др. Все эти реакции являются экзотермическими, при их протекании выделяется большое количество теплоты. Зона протекания экзотермических реакций называется реакционной зоной в газовой фазе [5].

Каждый слой топлива, начиная с поверхностного слоя заряда, последовательно проходит все три этапа, т.е. нагревается, разлагается, а затем продукты разложения химически реагируют друг с другом. Во времени эти процессы идут непрерывно, и зона горения перемещается в глубь топлива. При неизменных внешних условиях это перемещение происходит с постоянной скоростью — линейной скоростью горения. Именно с такой скоростью перемещается поверхность горения заряда.

Конечные высокотемпературные продукты сгорания в 2500-3200 К поступают в сопло 5 (рис. 1), где происходит преобразование части тепловой энергии в кинетическую энергию истекающего из сопла газового потока. Чем полнее протекают процессы преобразования энергии при прочих равных условиях, тем выше скорость истечения из сопла. А чем выше скорость на срезе, тем меньше потребуется расход топлива для создания заданной тяги.

1. Белов В.П. Скорость горения твердого ракетного топлива и методы ее экспериментального определения: учебное пособие. Балт. гос. техн. ун-т. -СПб., 2008. — 42 с.

2. Козичев В.В., Сергеев А.В., Сухов А.В. Теоретическая оценка влияния параметров работы воспламенительного устройства на характеристики процесса воспламенения твердого ракетного топлива. // Инженерный Вестник. — 2014. — № 08. — С. 10-18.

3. Механизм горения твердых ракетных топлив. [Электронный ресурс] / Режим доступа: http://www.asvcorp.ru/general/astro/engines/chp03_1.html.

4. Гафуров Н.М., Хисматуллин Р.Ф. Общие сведения о технологии газификации угля. // Инновационная наука. — 2016. — № 5-2 (17). — С. 59-60.

5. Гафуров Н.М., Багаутдинов И.З. Общие сведения о топливных элементах.

// Инновационная наука. — 2016. — № 4-3. — С. 68-70.

Гатина Р.З. студент 5 курса

факультет «Энергонасыщенных материалов и изделий»

ФГБОУ ВО «КНИТУ» Зайнуллин Р.Р., к.ф.-м.н. старший преподаватель кафедра ПЭС ФГБОУ ВО «КГЭУ» Россия, г. Казань ЭКСПЛУАТАЦИЯ И ХРАНЕНИЕ СМЕСЕВЫХ РАКЕТНЫХ

Рассматриваются эксплуатационные свойства смесевых ракетных твердых топлив и их компонентный состав. Особенности применения полимерных каучукоподобных основ в качестве горючего-связующего элемента.

Ключевые слова: смесевое ракетное твердое топливо, эксплуатация и хранение.

5th year student, faculty of «Energy-intensive materials and products»

«KNRTU» Zainullin R.R.

candidate of physico-mathematical sciences senior lecturer of department «industrial electronics and lighting»

«KSPEU» Russia, Kazan

OPERATION AND STORAGE OF COMPOSITE ROCKET SOLID

Operational properties of composite rocket solid fuels and their component structure are considered. Features of application polymeric rubber of similar bases as a combustible binding element.

Keywords: composite rocket solid fuel, operation and storage.

Смесевые ракетные твердые топлива (СРТТ) широко применяются в ракетно-космической технике. В составах СРТТ в качестве металлического горючего применяется порошкообразный алюминий, и в качестве окислителя перхлорат аммония (ПХА). Лишь в отдельных частных случаях в качестве горючего рассматривались бериллий, гидрид алюминия, цирконий, а в качестве окислителя — нитрат аммония и перхлорат калия. Топлива содержат также различные добавки специального назначения: пластификаторы, катализаторы, поверхностно-активные вещества и т.п. В

На твердой тяге

На прошлой неделе топливные сегменты двух ускорителей ракеты SLS прибыли в Космический центр имени Кеннеди во Флориде, прокатившись практически через все Соединенные Штаты с запада (штат Юта) на восток. Их везли сначала на огромных многоосных тягачах, а затем по железной дороге. На космодроме из них соберут два гигантских ускорителя сверхтяжелой ракеты SLS — ключевого элемента американской программы по возвращению на Луну. N + 1 разбирается, чем отличаются «лунные ускорители» от большинства двигателей, на которых сегодня летают в космос люди.

Первые ракеты работали на твердом топливе — порохе, чья низкая энергетика компенсировалась простотой изготовления и использования. Но когда потребовалось решать более сложные задачи, например, доставить заряд взрывчатки на расстояние в несколько сотен километров, полеты потребовали новых технологий — так топливо стало жидким, и двигатели соответственно изменились.

Путь в космос был проложен на ракетах с ЖРД. На керосин-кислородных двигателях летала королёвская «семерка», которая вывела на орбиту «Спутник» и Гагарина. ЖРД стоят на американских «Фальконах» и «Дельтах», российских «Союзах» и «Протонах», китайских «Чанчжэнах», новозеландских «Электронах».

Жидкостный двигатель действительно эффективен: его тягой удобно управлять, его можно выключить в любой момент и включать многократно. А компактные размеры позволяют легко перевозить двигатели и плотно компоновать их в торце ступени. При всей своей сложности, ЖРД — а это трубки и патрубки, турбонасосы, газогенераторы и форсуночные головки — уже давно технологически доступный уровень совершенства для выхода в космос.

Но за плюсы ЖРД приходится платить сложностями эксплуатации. Жидкие компоненты топлива либо ядовиты, либо криогенны — и здесь вылезает множество проблем с их сжижением, защитой от тепловых потерь и расслоений. Утечки паров топлива токсичны и пожароопасны. Стартовая заправка ракеты требует большой наземной инфраструктуры: хранилищ для топлива, систем его подачи. Весь этот ком технологических операций усложняет пуск, на его подготовку уходит прорва времени. Заправленную ракету сложно хранить: на старте от нее идет белый туман — это стравливается испаряющийся жидкий кислород.

В сравнении с этим ракетному двигателю на твердом топливе перед стартом не требуется ничего, кроме прикрепления к ракете — ни заправочных операций, ни строгих противопожарных мер, ни какого-либо обслуживания перед стартом. А запуск сводится к простому зажиганию воспламенителя.

Однако у простых в одном отношении твердотопливных двигателей есть другая сложность. Увеличение их размеров оборачивается для ракетостроителей значительными трудностями. Во-первых, большое давление, запертое у ЖРД в камере сгорания, у твердотопливных двигателей распространяется на весь корпус. Он должен его выдерживать — а значит быть прочнее и, следовательно, тяжелее.

Но самое сложное — это изготовление больших твердотопливных массивов. Попробуйте сделать топливную шашку весом сто тонн: такая громада будет оплывать под собственным весом, начнет меняться плотность в разных частях, внутри будут возникать напряжения и трещины.

Поэтому когда в 1962 году появилась первая межконтинентальная твердотопливная ракета Minuteman I массой 28 тонн, в космосе уже летали спутники, запущенные жидкостными ракетами массой сотни тонн.

Но прошло еще 20 лет твердотопливных инноваций, и люди все-таки полетели в космос на РДТТ — твердотопливные ускорители использовались при пусках «Спейс Шаттлов».

Черным пятном на истории твердотопливных двигателей лежит катастрофа «Челленджера», которая случилась из-за негерметичности уплотнительных колец ускорителя — но она не отменила принципиальных преимуществ твердотопливных ускорителей: огромную тягу при компактном размере, простоту эксплуатации и невысокие затраты на изготовление.

После доработки твердотопливные ускорители еще 110 раз вывели в космос шаттлы. За всю историю программы в космос слетало 355 человек — это 63 процента от всех людей, когда-либо побывавших на орбите. Иными словами, сегодня больше половины всех участников космических полетов попадали в космос на твердотопливном заряде. Поэтому для возвращения на Луну NASA решило вернуться к твердотопливным ускорителям.

Двигатель

Твердотопливный двигатель состоит из трех базовых частей: корпуса, топлива и реактивного сопла.

Корпус больших РДТТ часто изготовляют намоткой прочных нитей с пропиткой твердеющими полимерами, получая крепкий и легкий композитный материал. Сопла РДТТ тоже часто делают из композитных материалов, используя различные вставки в напряженных частях сопла.

Важны форма и площадь поверхности горения в топливе. Обычно в центре топлива идет канал, который может расширяться и усложняться — например, принимая форму звезды. Чем больше площадь горения, тем больше расход топлива и тяга двигателя. Геометрия канала и ее изменение в процессе горения программируют величину и изменение тяги двигателя во время работы.

Рецепт смеси

Твердое топливо по своему составу очень разнообразно, и делится на несколько типов. Львиную долю занимают смесевые топлива — тонко измельченные и перемешанные неорганические компоненты, соединенные связующими веществами. Одни из них являются окислителями, другие горючими, они реагируют во фронте горения топлива.

Помимо горючего и окислителя в топливо добавляют многие вспомогательные вещества. Чтобы топливо было пластичным, хорошо размешивалось и могло подаваться при снаряжении в корпус двигателя шнековыми машинами, в топливо вводят пластификаторы. Чтобы придать ему твердость, в топливо добавляют эпоксидные отвердители. При длительном вертикальном положении массив топлива не должен оплывать, давать трещины и накапливать внутренние напряжения — ракеты иногда стоят на боевом дежурстве десятки лет.

Если в топливе появятся трещины, то при работе двигателя они станут нерасчетными площадями горения, оплывший свод потеряет расчетную толщину и изменит форму канала, а возникшие в массиве топлива напряжения приведут к дополнительному разгару в этих местах. Эти риски возрастают под действием взлетной перегрузки, в разы усиливающей вес и давление массы топлива.

Физические свойства топлива регулируются связующими добавками специальных стабилизаторов. Также в топливо добавляют ингибиторы и катализаторы горения, флегматизаторы (они уменьшают чувствительность топлива к трению, что необходимо при изготовлении смеси и снаряжения двигателя), ингибиторы окисления и другие добавки.

Состав топлива ускорителя SLS таков:

• 69,6 процентов окислителя, перхлората аммонияNH₄ClO_4,
• 16 процентов металлического алюминия,
• 12 процентов полибутадиенакрилонитрила,
• 1,96 процента эпоксидного отвердителя,
• 0,4 процента железа, которое используется в качестве катализатора.

В молекуле перхлората аммония — четыре атома кислорода. Они освобождаются при нагревании и окисляют металлический алюминий и полибутадиенакрилонитрил. Полибутадиенакрилонитрил, или бутадиен-нитрильный каучук (БНК) — это жесткая резина, которая работает и горючим, и связующим. Углерод и водород БНК при сгорании образуют газовое рабочее тело — смесь в основном углекислого газа и водяного пара. Второе горючее, мелкодисперсный алюминий, сгорает без выделения газов, но температура горения алюминия очень высока, около 3300 °С. Это повышает температуру газов, передавая им тепло сгорания металла.

Горение

Не каждое твердое ракетное топливо вы сможете зажечь спичкой или зажигалкой. Некоторые топлива не горят при обычном атмосферном давлении — так они спроектированы. Почему?

Давление внутри канала двигателя при горении составляет десятки атмосфер. Прижатый к горящей поверхности плотный горячий газ порождает поток тепла в массив топлива. Чем больше в одном кубическом сантиметре горячего газа, а значит тепла, тем быстрее этот сантиметр прогревает слой топлива. Ускорение сгорания топлива увеличивает выделение газов, приводя к росту давления. Повышенное давление может разорвать корпус двигателя или привести к нестационарному, разгоняющемуся горению наперегонки с давлением. Ускоренно развиваясь, эта взаимно усиливающая связка быстро достигает скорости и давления ударной волны, нагревающей топливо уже упругим сжатием до основных химических реакций — горение переходит в детонацию.

Поэтому скорость горения топлива проектируют для рабочих давлений в 30-50 атмосфер. А значит, для запуска двигателя это давление надо сначала создать. Это достигается специальным зарядом другого топлива, подобным пороховой шашке. Его сгорание поднимает давление в канале двигателя (с закрытым заглушкой соплом) до рабочего, при котором начинается устойчивое горение основного топлива. И одновременно нагревает поверхность топлива до начала химических реакций.

Соответственно, специфически устроено и выключение такого двигателя. Например, боевым межконтинентальным ракетам необходимо остановить двигатель последней ступени при достижении нужной скорости, иначе боеголовка перелетит свою цель (которая, как правило, находится ближе максимальной дальности ракеты). Если выжигать топливо целиком, и запускать ракету по высокой навесной траектории, ее полетное время недопустимо удлинится. Двигатель надо остановить вовремя. Для обнуления его тяги взрывают детонационные шнуры, проложенные в корпусе двигателя. Шнуры подрывом вырезают в стенке корпуса два отверстия, и давление в канале двигателя мгновенно сбрасывается — без давления топливо гаснет, и тяга обнуляется.

Жесткий возница

На пресс-брифинге экипажа Crew Dragon сразу после стыковки корабля с МКС астронавт Боб Бенкен отметил, как плавно шел «Фалькон» первые минуты полета по сравнению с «Шаттлом». Это связано именно с тем, что двигатель «Мерлин»— жидкостный, а «Шаттлы» использовали на старте, помимо своих двигателей, еще и твердотопливные ускорители SRB.

Перед входом в имитатор полета на шаттле в Космическом центре им. Кеннеди у автора этих строк попросили выложить из карманов все мелкие предметы, ключи и монеты. Иначе их могло выбросить из карманов взлетной тряской.

Первые две минуты, на этапе работы твердотопливных ускорителей, трясет так, будто вы мчитесь на телеге по крупной булыжной мостовой. На трансляциях из кабины шаттла видно, как экипаж при запуске мотает в креслах, а как только ускорители отсоединяются — тряска прекращается, и остается лишь еле ощутимая вибрация водородных двигателей шаттла.

В горячем газе, заполняющем канал работающего твердотопливного двигателя, возникают акустические колебания. Они сливаются в более сильные волны и усиливаются – растет давление во фронте волны, а большая скорость звука в раскаленном газе дает волнам большую быстроту движения. Натыкаясь на горящую топливную поверхность, акустические волны своим давлением ускоряют горение и выделение энергии — и сами получают от горящего топлива усиливающий удар и отражаются. Так они гуляют по всему сжатому газу канала внутри топлива, поддерживая и увеличивая свою силу. Под их действием горение топлива, в среднем равномерное, испытывает частые и множественные локальные усиления. Что и вызывает вибрации двигателя, которые приводят к тряске.

Выхлоп ускорителя выглядит как яркое белое пламя. Яркость ему придают раскаленные твердые микрочастицы, хорошо излучающие свет видимого диапазона: у свечи это микрочастицы твердого углерода, а у твердого ракетного топлива светят частицы продуктов разложения перхлората аммония, оксида алюминия — и тот же углерод.

Сверхзвуковая выхлопная струя тормозится об воздух, порождая сильные звуковые поля. От струи отходят множественные акустические волны, двигатель ревет и грохочет. Интенсивность этого процесса так сильна, что на огневых испытаниях рев двигателя вздымает грунтовую пыль — и кажется, что грунт дымится.

Поднятая с земли пыль окрашивает в темный цвет дым струи, бьющей на испытаниях горизонтально. Также дым затемняется несгоревшим углеродом полибутадиена. Без этих темных включений выхлоп имел бы белый цвет, образуемый частицами оксида алюминия и хлорида аммония.

Ускоритель SLS

Ускорители ракеты SLS созданы на базе твердотопливных ускорителей «Спейс Шаттлов». К четырем топливным сегментам добавили пятый, таким образом увеличив длину, массу и мощность ускорителей. Отказались от многоразовости, сократив парашютный блок приводнения и все затраты, связанные с циклом повторного использования. Высота ускорителя 54 метра (это 18-этажный дом), масса — 726 тонн, а тяга выросла до 1620 тонн, что в четыре раза мощнее ракеты-носителя «Союз». Сквозь сопло ускорителя свободно может пройти взрослый человек.

Состоит ускоритель из трех основных элементов. Головная, или передняя, сборка объединяет конус носового обтекателя и переднюю юбку, в которой находится бортовая электроника и узел передачи тягового усилия на центральную ступень ракеты. Пять топливных сегментов вырабатывают с большим расходом рабочее тело — газ с высокой температурой и давлением. Хвостовая юбка защищает сопло от набегающего потока, содержит командную аппаратуру и механизм поворота реактивного сопла для управления вектором тяги. Обе сборки, передняя и задняя, несут по четыре небольших РДТТ для отведения отработавшего ускорителя от центральной ступени. В верхнем топливном сегменте стоит также воспламенитель для запуска двигателя.

Корпуса топливных сегментов изнутри обклеивают листами резиновой изоляции. Они защищают металл корпуса от жара в двигателе.

Ускорители SLS будут работать две минуты и шесть секунд, каждую секунду сжигая по 6 тонн топлива. После этого они отделятся от ракеты и упадут в Атлантический океан. Они стали самыми большими и мощными серийно выпускаемыми ракетными двигателями, когда-либо сделанными человеком. Они будут создавать четыре пятых всей тяги сверхтяжелой SLS, летящей на Луну.

Добравшись до Космического центра имени Кеннеди, нетопливные части поступят в сборочный комплекс BFF для монтажа передней и задней сборки ускорителя. А топливные сегменты везут в специализированный цех RPSF, где разворачивают вертикально. Первый и последний сегменты соединяют с головной и задней сборками, проверяют, и складируют с другими тремя топливными сегментами. Перед пуском ракеты все сегменты отправят в здание вертикальной сборки, крупнейшее в мире одноэтажное здание высотой 160 метров, где ускорители соберут целиком и прикрепят к ракете.

Остаётся посмотреть, как пройдет первый запуск «Артемида-1», намеченный на 2021 год, и увидеть работу ускорителей в первом реальном космическом старте.

Незаметные сложности ракетной техники. Часть 2: Твердотопливные двигатели

В комментариях к первой статье мне справедливо указали, что я совсем не рассказал о твердотопливных двигателях, которые применяются в космонавтике. Действительно, в одну статью даже простой ликбез не влез. Поэтому приглашаю желающих почитать продолжение.

Предания старины глубокой

Черный (дымный) порох изобрели китайцы в девятом веке. И уже в одиннадцатом веке появляются документальные свидетельства о создании боевых ракет на черном порохе («Уцзин цзунъяо» 1044 год ):

Обратите внимание на дизайн ракеты по центру. Эта компоновка боевых ракет оставалась неизменной восемьсот с лишним лет, до начала двадцатого века, а фейерверки с ней производятся до сих пор!
Человеческая мысль не стояла на месте. Уже в 1409 году в Корее додумались до системы залпового огня (Хвачха):

Также есть легенда о китайском чиновнике Ван Ху, который приблизительно в шестнадцатом веке собрал аппарат из кресла, двух змеев (не во всех вариантах легенды) и сорока семи ракет (очевидно, от снарядов типа Хвачхи):

Увы, тогдашние изобретатели были бесстрашны от незнания, про методику лётно-конструкторских испытаний не думали, и страдали излишним оптимизмом. Поэтому первое испытание оказалось последним. Когда стих рёв двигателей, и рассеялся дым, ни Ван Ху, ни его аппарата не нашли.
Ракеты вместе с завоевателями с Востока (монголы, османы) пришли в Европу. Само слово «ракета» — от итальянского «маленькое веретено». С различной интенсивностью ракеты применялись по всей Европе и Азии.
Следующим заметным этапом была четвертая англо-майсурская война (1798—1799). Ракеты Майсура впервые в мире имели стальную оболочку, различное назначение (зажигательные, противопехотные с режущими кромками) и массированно использовались. Корпус ракетчиков Типу Султана насчитывал пять тысяч человек.

Впечатленные англичане, к тому же захватившие в Серингапатаме в качестве трофеев сотни ракет, решили воспроизвести технологию. Так родились ракеты Конгрива, которые широко использовались в наполеоновских войнах и последующих конфликтах, и даже просочились в гимн США.

Начиная с середины девятнадцатого века нарезная артиллерия начала выигрывать у ракет и по дальности и по точности, а залповое применение по типу Хвачхи было забыто. Поэтому боевые ракеты постепенно сходили со сцены, однако, даже в Первой мировой войне они ещё использовались. На фотографии французский «Ньюпор-16» с ракетами «Le Prieur» для борьбы с дирижаблями и воздушными шарами. Несмотря на электрозапал и установку на самолёте, это старые добрые пороховые ракеты такой же компоновки, что и у китайцев одиннадцатого века.

Выезжала на берег «Катюша»

Ракеты на черном порохе не стали сложней и мощней из-за ограничений самого пороха. Нельзя было сделать пороховую шашку с устойчивыми параметрами в партии, большого калибра, и горящую хотя бы пару секунд. Для развития твердотопливных ракет требовался новый материал. В конце девятнадцатого века был изобретен бездымный порох. Однако на артиллерийском бездымном порохе ракету сделать не получалось. Начались поиски бездымных ракетных порохов.
Наибольшего успеха в этом деле добилась Газодинамическая лаборатория Тихомирова и Артемьева в СССР. Они создали т.н. баллиститный порох, из которого уже можно было сделать достаточно большие шашки и поставить их в реактивные снаряды. К тому же вовремя вспомнили про идею залпового огня. Так родились «Катюши» — снаряды РС-82 и РС-132 для авиации, М-8 и М-13 для наземных установок. Более подробно про пороха, их виды и производство можно почитать здесь.

Успехи технологии привели к тому, что во время Второй мировой войны СССР активнее других стран использовал боевые ракеты на твердом топливе. Оружие оказалось очень эффективным, применялось с воздушных, наземных, корабельных носителей, были разработаны новые модификации большей дальности или калибра.

Стойкий смесевой сержант

Баллиститный порох имел свои физические ограничения. Максимальный диаметр шашки измерялся в сантиметрах, а время горения — в секундах. Даже если бы фон Браун хотел, он не смог бы сделать Фау-2 на баллиститном порохе. Нужен был новый вид твердого топлива. Им стало т.н. смесевое топливо («rubber fuel»). В 1942 году Джон Парсонс создал первые экземпляры двигателей на смесевом топливе, используя асфальт. А эксперименты с компонентами обнаружили, что наиболее эффективным топливом является смесь перхлората аммония (окислитель), алюминия и полиуретана (горючее) и полибутадиена для улучшения параметров горения, формования и хранения двигательной шашки. Первой ракетой с двигателем на смесевом топливе стала MGM-29 «Сержант» (первый полёт — 1956 г), двигатель которой имел диаметр 0,7 метра и работал 34 секунды. Это был качественный прорыв — ракета массой 4,5 т. и длиной 10 м. могла забросить боеголовку весом 0,8 т на 135 км, и не требовала колонны автомашин с компонентами топлива и десятки минут на заправку.

После ракет средней дальности была разработана МБР «Минитмен» на смесевом топливе. Её преимущества можно увидеть, сравнивая с похожими советскими проектами. Дело в том, что в СССР Королёв попытался создать баллистическую ракету на баллиститном порохе (РТ-1) и на смесевом топливе советской рецептуры с худшими характеристиками (РТ-2). Сравнение характеристик очень наглядно:

Обратите внимание на то, что в ракете РТ-1 пришлось делать фактически сборку из четырех отдельных двигателей из-за ограничений на диаметр шашки баллиститного пороха. У РТ-2 и «Минитмена» шашка одна, большая, но на первой ступени 4 сопла.

Особенности твердотопливных двигателей

Возможность создать двигатель очень большой тяги

Самым мощным ракетным двигателем в истории был твердотопливный ускоритель «Спейс Шаттла». Его начальная тяга составляет 1250 тонн, а пиковое значение достигает 1400 тонн, что приблизительно в 1,8 раз больше тяги самых мощных ЖРД (F-1 и РД-170). Самый мощный из эксплуатируемых двигателей тоже твердотопливный — это боковые ускорители «Ариан-5», их тяга составляет 630 тонн.

Профиль тяги задается при конструировании

ЖРД можно дросселировать — менять величину тяги, иногда в весьма большом диапазоне. Твердотопливный двигатель горит неуправляемо, и величину тяги можно регулировать только с помощью внутреннего канала специального профиля. Разные профили канала позволяют иметь разные профили тяги во времени:

Невозможность аварийного выключения

Невозможность повторного запуска

Вытекает из предыдущего пункта. На каждое включение надо иметь отдельную ступень с двигателем. Это важно для разгонных блоков, которые должны включаться уже в космосе несколько раз.

Отсечка тяги

При необходимости выключить досрочно нормально работающий РДТТ (например, при разгоне до нужной скорости при стрельбе на неполную дальность), единственное, что можно сделать — это т.н. отсечка тяги. Специальные заряды вскрывают верхнюю часть камеры сгорания, обнуляя тягу. Двигатель ещё работает некоторое время, но пламя вырывается с обеих сторон, что, фактически, не добавляет скорости.

Меньший удельный импульс

Удельный импульс (мера эффективности топлива) РДТТ ниже, чем у ЖРД. Это приводит к тому, что в боевых МБР обычно на одну ступень больше. Жидкостные УР-100 и Р-36 имеют две ступени, что оптимально по баллистике, а на твердотопливные «Тополя» приходится ставить три ступени. Поэтому массовое совершенство РДТТ хуже.

Простота изготовления и эксплуатации

После заливки топлива в камеру сгорания оно становится похожим на резину по консистенции и не требует дополнительных операций. В отличие от разгонных блоков на ЖРД, которые надо заправлять и проверять на космодроме, разгонные блоки с РДТТ приходят готовые от производителя. Боевые ракеты с РДТТ также приходят от производителя готовыми и стоят на дежурстве десятилетиями, не требуя дополнительных операций с топливом со стороны персонала. Справедливости ради необходимо отметить, что боевые МБР с ЖРД также приходят от производителя «ампулизованные», не требуя заправки в шахте.

Сложность механизмов управления

В ЖРД можно отбирать компоненты после ТНА и использовать их в гидравлических рулевых машинах для отклонения сопла. В РДТТ такой возможности нет, поэтому приходится ставить мощные аккумуляторы или генераторы для рулевых машин. Например, на твердотопливном ускорителе «Спейс Шаттла» стояли специальные газогенераторы, сжигавшие гидразин из отдельных баков и питавшие гидравлические рулевые машины, которые отклоняли сопло для управления полётом. На ТТУ РН «Титан-4» стояли баки с тетраксидом азота, который несимметрично впрыскивался в сопло через управляемые форсунки, создавая асимметрию тяги.
На разгонных блоках приходится ставить отдельные двигатели ориентации на жидком топливе, а на время работы двигателя обеспечивать стабилизацию раскруткой.

Невозможность регенеративного охлаждения

Стенки камеры сгорания изолированы ещё не сгоревшим топливом, это безусловный плюс РДТТ, но с соплом ситуация обратная. Дело осложняется тем, что температура горения твердого топлива выше, а продукты сгорания обладают гораздо большим, нежели в ЖРД, эрозионным эффектом. Сопло разъедается продуктами сгорания, что ещё ухудшает параметры двигателя из-за нарушения геометрических параметров сопла. Без потока компонентов, которыми можно охлаждать сопло, приходится придумывать другие методы. Их два — охлаждение излучением и испарением (абляцией). Критическое сечение (самая узкая часть сопла, там наибольшие нагрузки) выполняется из очень твердых и жаропрочных материалов (специально обработанный графит), менее нагруженные части — из теплостойких материалов. Более подробно можно почитать здесь.
Но эти решения имеют свою цену — сопло РДТТ тяжелее, чем у ЖРД. Очень хорошо это видно на фотографиях из этого хабрапоста:

Слева ЖРД, справа РДТТ