Космические твердотопливные двигатели

Корпуса отдельных секций SRM изготавливаются из высокопрочной стали и защищаются от прогара слоем теплоизоляции: из бутадиеннитрильного каучука с асбестовым и кремнеземным наполнителями. Между зарядом и теплозащитой предусмотрен крепящий адгезионный слой наполненного полибутадиенового полимера с карбоксильной концевой группой. Указанные полимерные материалы используются также для бронирования торцевых поверхностей заряда, и на них приходится 11 % массы всей конструкции.

Основная доля тяги SRM создается за счет горения заряда по поверхностям центральных круглых каналов малой конусности, в передней же секции заряд имеет начальный канал в виде одиннадцатиконечной звезды. Благодаря такой конфигурации горящей поверхности тяга РДТТ вначале возрастает, достигая максимального значения примерно на 20-й секунде полета, затем в последующие 40 с снижается в 1,5 раза, после чего несколько возрастает, а с 85-й секунды полета вновь снижается (сначала плавно, а со 110-й секунды — резко). Описанный характер изменения тяги обеспечивает достаточно высокое начальное ускорение летательного аппарата, ограниченное динамическое давление на конструкцию в средней фазе полета и небольшую перегрузку (3 g) в конце полета.

В передней секции SRM установлен небольшой РДТТ кратковременного действия, обеспечивающий воспламенение топливного заряда в течение 0,3 с (такие воспламенители называются пирогенными). В задней секции крепится реактивное сопло массой около 10 т, вдвинутое на ¹/₄ своей длины в корпус. Такие сопла, называемые «утопленными», позволяют уменьшить осевые габариты двигателя и дают ряд других преимуществ.

Основные конструкционные материалы сопла — сталь и алюминиевый сплав. Их тепловая защита обеспечивается аблирующим покрытием из фенопласта, армированного углеродной тканью, и промежуточным теплоизоляционным слоем из фенопласта, армированного стеклотканью. Последний фенопласт служит также и конструкционным материалом для выходного участка сопла. При сгорании топливного заряда образуются газы с температурой 3400 К и давлением 4,4 МПа (максимальное давление в 1,5 раза больше). При расширении в сопле они развивают удельный импульс, равный 2480 м/с у поверхности Земли и 2600 м/с в вакууме.

Двигатели SRM созданы для многоразового транспортного космического корабля (MTKK) «Спейс Шаттл» — первого американского космического «челнока» [3], полеты которого начнутся в 1981 г. Два РДТТ, установленные по параллельной схеме и работающие совместно с тремя ЖРД, обеспечат старт МТКК и его подъем до высоты 45 км. После отделения РДТТ указанные ЖРД будут функционировать еще 6 мин, пока «Спейс Шаттл» не достигнет скорости, почти равной первой космической.

С целью управления траекторией полета МТКК в каждом РДТТ вокруг горловины сопла устанавливается универсальный гибкий подшипник диаметром около 2 м и массой свыше 3 т, обеспечивающий (совместно с гидроприводами) поворот сопла в двух осевых плоскостях на угол ±8° и, следовательно, изменение вектора тяги. Соответствующим поворотом двух сопел достигается управление по тангажу, курсу и крену. Основу указанного подшипника составляют чередующиеся стальные и каучуковые кольцевые пластины, склеенные в единый блок.

Расчетная программа полета МТКК «Спейс Шаттл» может быть выдержана лишь при определенном, не очень большом разбросе рабочих характеристик индивидуальных РДТТ (времени выхода на номинальный режим при запуске, величине тяги в каждый момент времени и т. д.). Иначе система управления полетом не сможет «парировать» возникающие возмущения траектории. Для того чтобы обеспечить стабильные характеристики SRM, разработаны строгие требования к качеству исходных топливных Компонентов и технологии изготовления топливных зарядов. Заряды для каждой конкретной пары SRM предполагается изготавливать одновременно. Причем топливная смесь, приготовленная в одной емкости, будет заливаться попеременно в соответствующие сегменты того и другого РДТТ.

После окончания работы двигателей SRM и их отделения должна включаться в действие парашютная система, которая обеспечит мягкое приводнение этих РДТТ на поверхность океана с целью повторного их использования. В этом отношении SRM тоже является уникальным среди твердотопливных двигателей. Его корпус рассчитан, например, на двадцатикратное использование, а гибкий подшипник — на десятикратное. Теплозащита корпуса и сопла будет удаляться (струей от гидромонитора) после каждого полета и наноситься вновь. Для того чтобы ограничить динамические нагрузки на спасаемую конструкцию РДТТ, было решено отбрасывать пластиковую выходную часть сопла от отработавшего двигателя в вершине траектории его полета. Отбрасываемая оболочка сопла отрезается газами, которые генерируются кольцевым пирозарядом.

Необходимо отметить, что при создании столь крупного двигателя, каким является SRM, потребовалось провести лишь четыре огневых испытания полноразмерных экспериментальных РДТТ на стенде. Соответственно этому и затраты на разработку двигателя были небольшими. Указанное обстоятельство объясняется, в частности, тем, что корпорация Тиокол, разрабатывавшая SRM, использовала в полной мере опыт, накопленный в США в процессе создания и эксплуатации другого крупного РДТТ, который рассматривается ниже.

Двигатель UA-1205. Этот РДТТ, созданный фирмой Юнайтед Текнолоджи Сентер, используется с 1965 г, для начального разгона различных РН семейства «Ти-тан-3». Как и в МТКК «Спейс Шаттл», в них также устанавливаются два РДТТ по параллельной схеме, которые работают от старта до высоты 45 км. Одна из таких РН представлена (в полете, в момент отделения отработавших РДТТ) на последней странице обложки брошюры.

UA-1205 является самым крупным из эксплуатировавшихся до настоящего времени РДТТ. В его стальном цилиндрическом корпусе диаметром 3,05 м содержится около 193 т твердого топлива, при сгорании которого создается тяга, достигающая 5,3 МН. Продолжительность работы двигателя 125 с, развиваемый полный импульс тяги — около 500 МН с. UA-1205 (рис. 9) имеет секционную конструкцию и работает на смесевом топливе, близком по составу к тому, которое используется в двигателе SRM. Конфигурация заряда сходна с используемой в SRM, но задние торцы отдельных секций (всего их 7) не бронированы. Благодаря этому в начале работы РДТТ его тяга достигает максимального значения (которое указано выше), затем постепенно снижается до ~ 70 % и в последние 20 с резко спадает до нуля.

Рис 9 Двигательная установка с РДТТ UA-1205

В отличие от SRM в UA-1205 установлено обычное, а не «утопленное» сопло. В его конструкции предусмотрены графитовые кольцевые вкладыши (в горловине) и аблирующие материалы (фенопласты, армированные кремнеземными и другими тканями). Продукты сгорания, разгоняясь в сопле, сообщают двигателю удельный импульс 2610 м/с (в вакууме).

С целью управления полетом РН в каждом; двигателе UA-1205 предусмотрена система управления вектором тяги, основанная на несимметричном вводе вспомогательного рабочего тела — жидкой четырехокиси азота в сверхзвуковой поток газа в сопле. Для этого предусмотрены электроуправляемые форсунки, расположенные вокруг сопла примерно на середине расширяющейся части. На каждый квадрант поперечного сечения приходится шесть сблокированных форсунок, при включении которых в соответствующем месте сопла возникает боковая управляющая сила. Она обусловлена динамическим и химическим взаимодействием потоков, а также импульсом силы, создаваемым струей вспомогательного рабочего тела.

Хотя при этом осевая составляющая тяги возрастает, результирующий удельный импульс РДТТ все же уменьшается. Такой способ обеспечивает управление полетом ракеты по тангажу и курсу при использовании одного двигателя, а в случае двух двигателей (т. е. как в РН семейства «Титан-3») — и по крену. В UA-1205 четырехокись азота содержится в специальном баке, из которого вытесняется сжатым азотом. В течение полета расходуется около 80 % запаса жидкости, составляющего ~ 4 т.