Твердото пливный раке тный дви гатель

Галерея








Твердотопливные ракетные двигатели

Конструкция двигателя на твердом топливе (ТТРД) проста; он состоит из корпуса (камеры сгорания) и реактивного сопла. Камера сгорания является основным несущим элементом двигателя и ракеты в целом. Материалом для его изготовления служит сталь или пластик. Сопло предназначено для разгона газов до определенной скорости и придания потоку требуемого направления. Представляет собой закрытый канал специального профиля. В корпусе находится топливо. Корпус двигателя обычно изготавливают из стали, иногда — из стеклопластика. Часть сопла, которая испытывает наибольшее напряжение, делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, остальная часть — из стали, пластмасс, графита.

Когда газ, образовавшийся в результате сгорания топлива, проходит через сопло, он вылетает со скоростью, которая может быть больше скорости звука. Как результат — возникновение силы отдачи, направление которой противоположно истечению струи газа. Эту силу называют реактивной, или просто тягой. Корпус и сопло работающих двигателей необходимо защищать от прогорания, для этого в них применяют теплоизолирующие и жаропрочные материалы.


ТТРД в разрезе: 1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло

До настоящего времени ТТРД редко использовались на борту космических аппаратов. Одна из причин этого — чрезмерное ускорение, которое сообщается конструкции и аппаратуре ракеты при работе твердотопливного двигателя. А для старта ракеты необходимо, чтобы двигатель развивал небольшую по величине тягу в течение продолжительного промежутка времени.

Твердотопливные двигатели позволили США осуществить в 1958 году вслед за СССР запуск первого своего искусственного спутника и вывести в 1959 году космический аппарат на траекторию полета к другим планетам. На сегодняшний день именно в США создан самый мощный космический ТТРД — DM-2, способный развить тягу в 1634 т.

Перспективами развития космических двигателей на твердом топливе являются:

  • улучшение технологий изготовления двигателя;
  • разработка реактивных сопел, которые смогут работать большее время;
  • использование современных материалов;
  • совершенствование составов смесевого топлива и т. д.

Твердотопливный ракетный двигатель (ТТРД) — двигатель, работающий на твердом горючем, наиболее часто используется в ракетной артиллерии и значительно реже в космонавтике; является старейшим из тепловых двигателей.

В качестве топлива в таких двигателях применяют твердое вещество (смесь отдельных веществ), способное гореть без доступа кислорода, выделяя при этом большое количество раскаленных газов, которые используются для создания реактивной тяги.

Существуют два класса горючего для ракет: двухосновные топлива и смесевые топлива.

Двухосновные топлива — представляют собой твердые растворы в нелетучем растворителе (чаще всего нитроцеллюлоза в нитроглицерине). Достоинства — хорошие механические, температурные и другие конструкционные характеристики, сохраняют свои свойства при длительном хранении, просты и дешевы в изготовлении, экологичны (при сгорании нет вредных веществ). Недостаток — сравнительно невысокая мощность и повышенная чувствительность к ударам. Заряды из этого топлива применяются чаще всего в небольших корректирующих двигателях.

Смесевые топлива — современные смеси состоят из перхлората аммония (в качестве окислителя), алюминия в форме порошка и органического полимера — для связывания смеси. Алюминий и полимер играют роль горючего, причем металл является основным источником энергии, а полимер — основным источником газообразных продуктов. Характеризуются нечувствительностью к ударам, высокой интенсивностью горения при низких давлениях и очень трудно гасятся.

Горючее в виде топливных зарядов помещается в камеру сгорания. После старта горение продолжается до полного выгорания горючего, тяга изменяется по законам, обусловленным горением топлива, и практически не регулируется. Изменение тяги достигается использованием топлива с различными скоростями горения и выбором подходящей конфигурации заряда.

При помощи воспламенителя компоненты топлива разогреваются, между ними начинается химическая реакция окисления-восстановления, и топливо постепенно сгорает. При этом образуется газ с высоким давлением и температурой. Давление раскаленных газов при помощи сопла превращается в реактивную тягу, которая по своей величине пропорциональна массе продуктов сгорания и скорости их вылета из сопла двигателя.

При всей простоте точный расчет эксплуатационных параметров ТТРД является сложной задачей.


Ракетный двигатель на твердом топливе

Твердотопливные двигатели обладают рядом преимуществ перед жидкостными ракетными двигателями: двигатель достаточно прост для изготовления, может храниться долгое время, сохраняя при этом свои характеристики, относительно взрывобезопасен. Однако по мощности они уступают жидкостным двигателям примерно на 10–30 %, имеют сложности при регулировании мощности и большую массу двигателя в целом.

В ряде случаев применяется разновидность ТТРД, в котором один компонент горючего находится в твёрдом состоянии, а второй (чаще всего окислитель) — в жидком.

Топливо

Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).

См. также

  • Ускоритель (ракетостроение)

Ссылки

Постоянного тока • Переменного тока • Трёхфазные • Двухфазные • Однофазные • Универсальные
Асинхронные Конденсаторный двигатель
Синхронные Бесколлекторные • Коллекторные • Вентильные реактивные • Шаговые
Другие Линейные • Гистерезисные • Униполярные • Ультразвуковые • Мендосинский мотор

Wikimedia Foundation . 2010 .

  • Майтрея
  • Гилян

твердотопливный ракетный двигатель — kietojo kuro raketinis variklis statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Raketinis variklis, naudojantis kietąjį raketinį kurą. Kietojo kuro raketinis variklis susideda iš korpuso (degimo kameros), kuriame yra visas raketinis kuras, reaktyvinių tūtų,… … Artilerijos terminų žodynas

Твердотопливный ракетный двигатель — (РДТТ) пороховой ракетный двигатель, ракетный двигатель твёрдого топлива, Реактивный двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе (Порохах). В РДТТ всё топливо в виде заряда помещается в камеру сгорания (См. Камера сгорания);… … Большая советская энциклопедия

ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — см. Ракетный двигатель твёрдого топлива … Большой энциклопедический политехнический словарь

Твердотопливный ракетный двигатель — широко применяется в качестве стартового и маршевого двигателя ракет различных классов, реактивных снарядов, глубинных бомб и как ускоритель при взлёте самолётов. По сравнению с жидкостным ракетным двигателем имеет ряд преимуществ: высокая… … Словарь военных терминов

Ракетный двигатель твердого топлива — Твердотопливный ракетный двигатель (РДТТ ракетный двигатель твердого топлива) использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель. Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII… … Википедия

Ракетный двигатель — (РД) Реактивный двигатель, использующий для своей работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). Т. о., в отличие от воздушно реактивных двигателей (См.… … Большая советская энциклопедия

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЁРДОГО ТОПЛИВА — (РДТТ), твердотопливный ракетный двигатель, пороховой двигатель, ракетный двигатель, работающий на твёрдом топливе коллоидном (наз. также порохами) или смесевом металлсодержащем топливе; применяется в ракетной артиллерии и космонавтике; старейший … Большой энциклопедический политехнический словарь

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в… … Википедия

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА (РДТТ) — (твердотопливный, пороховой), химический ракетный двигатель (см. РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ), работающий на твердом ракетном топливе. Применяется в ракетах (см. РАКЕТА), космических летательных аппаратах (см. КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ) и самолетах (см.… … Энциклопедический словарь

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА — (РДТТ) (твердотопливный пороховой), химический ракетный двигатель, работающий на твердом ракетном топливе. Применяется в ракетах, космических летательных аппаратах и самолетах … Большой Энциклопедический словарь

Научно-популярно о космосе и астрономии



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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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

10% меньше, чем у пары гептил/амил (масса РБ IUS даже меньше "Бриза-М" из-за меньшей широты космодрома), а в полтора раза более эффективные водород/кислородные блоки не использовались в "Спейс Шаттлах", которые не так давно выводили большое количество спутников.

  • Фейерверки и ракетомоделизм. Простота изготовления маленького РДТТ привела к тому, что ракеты используются в фейерверках (там почти наверняка черный порох) и в ракетомоделизме. Простые составы домашнего производства или покупные (есть стандартные в магазинах) позволяют делать небольшие ракеты для развлечения и обучения.

    • 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.

    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.


    Сегмент ускорителя SLS отправляется в путь

    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.

    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.


    Схема устройства твердотопливного ракетного двигателя на примере ускорителя SLS

    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 аммонияNH4ClO4,
    • 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.

    Ракетное вооружение США различного назначения создавалось преимущественно на базе ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ). Отечественные ракеты стратегического назначения длительное время создавались на базе жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Примерно к 1985 г. был достигнут паритет по всем показателям и по уровню энергомассовых характеристик маршевых РДТТ для ракет стратегического назначения СССР и США. Отечественные разработки были, как правило, оригинальными и эффективными. При надлежащем финансировании отечественные РДТТ могут производиться для боевых систем любого назначения. Но в отношении использования РДТТ в космических программах для средств выведения или межорбитальной транспортировки сложилось совсем другое положение.


    Если автоматический перенос опыта США в использовании твердотопливных ускорителей применительно к российским условиям далеко не бесспорен, то опыт двойного применения достоин изучения. Следует отметить, что:

    • все важнейшие американские разработки осуществлялись в интересах боевых систем. Топливо HTPB (МБР Minuteman) широко используется во многих РДТТ космического назначения, но более эффективное топливо NEPE применяется только в БРПЛ Trident-2;
    • объемы производства топлива и материалов РДТТ космического назначения в настоящее время значительно превосходят военную составляющую.

    Структура твердотопливного двигателестроения США несколько отличается от отечественной. Фирма Thiokol Corporation разрабатывает рецептуры твердого топлива, корпуса и т.д. Фирма Alliant Techsystems Inc. (которая является двигательной фирмой в нашем, российском понимании) изготавливает сопловые блоки и т.д.

    При создании и проектировании в США твердотопливных ускорителей (ТТУ) прослеживаются следующие основные тенденции: унификация, поэтапная модернизация, разделение на группы (навесные и многосекционные).

    Установка навесных стартовых ускорителей является одним из способов повышения начальной тяговооруженности ракет-носителей (РН). Примерами многосекционных стартовых ускорителей являются ТТУ МТКК Space Shuttle (Shuttle).

    Для маршевых двигателей РН легкого и среднего класса, характерным является следующее:

    • применение исключительно РДТТ;
    • все РДТТ ракет-носителей имеют двойного назначения.

    В американских РН с полезной нагрузкой до 1,5 т и стартовой массой до 120 т используют РДТТ несмотря на более низкий, чем у ЖРД, удельный импульс тяги и, соответственно, большую стартовую массу. Это связано с простотой обслуживания, меньшей стоимостью отработки и т.д.

    Наиболее яркими примерами унификации являются:

    • РН Pegasus воздушного базирования, которая с самого начала разрабатывалась как боевое средство доставки и средство выведения на орбиту (с 1990 по 2000 г. осуществлено 27 пусков);
    • РН Taurus, в которой используется первая ступень МБР МX (либо ее модификация — Castor-120) и все три ступени РН Pegasus (в 1998 г. были запущены две РН Taurus — одна с 1-ой ступенью МБР МX, другая — с Castor-120);
    • модифицированная первая ступень МБР МХ (Castor-120) используется в целом ряде американских РН (LLV — Athena-I, -II, Delta light), а также предполагается к использованию в качестве первой ступени европейской РН Vega K3.

    Фирма Orbital Sciences Corporation приступила к разработке РН (военного назначения) авиационного базирования Pegasus с апреля 1987 г. Использование Pegasus в качестве средства выведения на орбиты весьма эффективно и позволяет избавиться от зон падения.

    Первоначально РН Pegasus имела длину 14,8 м, диаметр 1,27 м, массу 18,3 т без полезной нагрузки. Маршевые РДТТ изготавливает фирма Hercules. РДТТ первой ступени Orion 50S развивает тягу 49,6 тс. РДТТ второй ступени Orion 50 имеет поворотное управляющее сопло и развивает тягу 12,5 тс. РДТТ третьей ступени Orion 38 также имеет поворотное управляющее сопло и развивает тягу 4,4 тс.

    После модернизации ракеты фирмой Orbital были увеличены длины первых ступеней и введена четвертая ступень (на ЖРД) HAPS (Hydrazine Auxiliary Propulsion System). Грузоподъемность возросла на 60 %. Этот вариант, названный Pegasus XL, имеет длину 16,5 м и массу 22,7 т.

    Следует особо отметить высокую степень интеграции компонентов РН Pegasus XL с другими средствами выведения. Так, все три ступени Pegasus XL используются в РН Taurus, Taurus 2 и Minotaur.

    Работы по программе Athena были начаты в январе 1993 г. На первом этапе были проведены испытания РДТТ I-ой ступени Castor-120 (1992 г.), а затем второй ступени Orbus 21D. Летные испытания проходили в 1994-1995 гг.

    В августе 1997 г. с авиабазы Ванденберг (Калифорния) РН Athena I был запущен спутник NАSА, а в январе 1998 г. с мыса Канаверал (Флорида) РН Athena II — спутник NАSА для изучения Луны. Три запуска РН Athena состоялись в 1999 г.

    Программа РН Taurus была начата в январе 1993 г. фирмой Orbital Sciences Corporation. Характерной особенностью РН является наличие баллистической паузы (порядка 205 с) после работы первых двух ступеней. На всю предстартовую подготовку требуется не более 20 суток.

    Задачи межорбитальной транспортировки большинства зарубежных космических аппаратов успешно решаются применением РДТТ, что обусловлено более эффективным использованием объема головного обтекателя. Преимущества РДТТ по сравнению с ЖРД по критериям объемного импульса, удобства компоновки, размещения неоспоримы.

    Первыми разгонными блоками (РБ) США являлись Burner-2 и Burner-2а, (Boeing). Эти блоки использовались в качестве верхней ступени РН Tor-Burner-2, Torad-Delta, Atlas-Burner-2.

    В качестве маршевого двигателя в разгонном блоке Burner-2 и первой ступени РБ Burner-2а использовался РДТТ ТЕ-М-364-2, а на второй ступени Burner-2а — РДТТ ТЕ-М-442-1 (STAR-26), разработанные фирмой Thiokol. Более поздние модификации этого двигателя ТЕ-М-364-3, ТЕ-М-364-4 (STAR-37).

    Семейство РДТТ STAR, разработанное фирмой Thiokol, обеспечивает безотказность средств межорбитальной транспортировки (СМТ) в течении более чем 20 лет.

    Для межорбитальных операций при летной эксплуатации орбитального корабля Space Shuttle были разработаны два семейства разгонных блоков:

    • вспомогательный модуль РАМ (Payload Assist Module), изготовленный фирмой McDonnell Douglas;
    • инерционный разгонный блок IUS (Inertial Upper Stage), изготовленный фирмой Boeing.

    Вспомогательный модуль РАМ выпускался в нескольких вариантах. Первым из них был РАМ-D, предназначенный для перевода полезной нагрузки массой до 1225 кг с низкой круговой орбиты на переходную эллиптическую с высотой апогея

    36 000 км. Впервые РАМ-D был выведен РН Delta в 1980 г., а в 1982 г. — в составе орбитального корабля Shuttle. РАМ-D использует РДТТ Star-48, разработанный фирмой Thiokol.

    Модернизированный РАМ-D-2 обладает более высокими энергетическими характеристиками, благодаря РДТТ IPSM. Этот двигатель разработан фирмой Thiokol. Корпус РДТТ выполнен из кевлара, сопло поворотное. Закритическая часть сопла выполнена из графито-фенольного материала.

    Межорбитальные буксиры семейства IUS (Inertial Upper Stage), разработанные фирмой Boeing, предназначены для перевода спутников на геостационарную орбиту и рассчитаны на использование в составе орбитального корабля Shuttle, а также РН Titan-34D и Titan-4 в качестве третьей ступени. В качестве двигателей буксиров применяются РДТТ SRM-1 и SRM-2 (United Technologies Corporation). Конструкция этих двигателей аналогична. Для каждого двигателя предусмотрена заправка топливной массой от 50 до 100 %, что значительно расширяет возможности РБ IUS.

    Корпус РДТТ SRM-2 представляет собой уменьшенную модель корпуса SRM-1, который выполнен из кевлара и является силовым элементом всего разгонного блока. В РДТТ используется топливо марки ITP-1926А. Управление вектором тяги осуществляется поворотным устройством, допускающим отклонение сопла на угол 7° в любой плоскости.

    В последние годы повышенное внимание уделяется экологическим аспектам ракетно-космической деятельности. Проводилось специальное наблюдение за концентрацией озона при стартах тяжелых РН с твердотопливными бустерами. Были проанализированы данные программы Глобальной спектрометрической картографии озона, определялись тенденции к изменчивости. Однако этот анализ не выявил никаких экологических нарушений.

    Назовем несколько причин широкого использования РДТТ в космических программах США.

    1. Разработка крупногабаритных РДТТ началась в США на 10-15 лет раньше, чем в СССР, что позволило быстрее выявить преимущества.
    2. Преимуществами РДТТ являются:
      — структурная простота и надежность;
      — малая трудоемкость изготовления (возможна автоматизация производства основных составных частей);
      — простота эксплуатации и подготовки к пуску.
    3. Заимствование разработок вплоть до полного использования РДТТ боевого назначения.
    4. Сокращение стоимости РДТТ с ростом объемов производства.

    Незначительное использование РДТТ в отечественных космических программах обусловлено, помимо других причин, отставанием в разработке РДТТ от совершенных отечественных ЖРД. Это, в свою очередь, предопределило создание наземной инфраструктуры подготовки и проведения запуска носителей, предназначенной преимущественно для РН с ЖРД.

    Таким образом, комплексное использование РДТТ, как видно на примере США, не приводит к завышению стоимости доставки грузов в космос и обеспечивает устойчивое функционирование отрасли. В то же время отечественный потенциал используется недостаточно, что создает предпосылки нарастающего технологического отставания как в военной области, так на мировом рынке космических коммерческих услуг.

    Читайте также: