М.Ф ДЮНЗЕ. в.г жимолохин
РАКЕТНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
твердого топлива
для космических
систем
М. Ф.ДЮНЗЕ. В. г. жимолохин
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ
КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
;ьлд.1ьд
6*9.
Л-9&


РДТТ КАК ЭЛЕМЕНТ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ - КОСМИЧЕСКИЙ ОБЪЕКТ
СИСТЕМА КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
1.1. КЛАССИФИКАЦИОННАЯ СХЕМА СОВОКУПНОСТИ КЛА

r





удобство эксплуатации;
сравнительно низкая стоимость.
Простота конструкции РДТТ обусловлена тем, что на его бор-
ту нет свойственных ЖРД жидких компонентов и сложных сис-
тем подачи топлива в тракты охлаждения и камеру двигателя.
Топливо РДТТ находится в твердом агрегатном состоянии в виде
блоков или шашек и притом не в специальном баке, а непосред-
ственно в камере двигателя. Система теплозащиты корпуса и соп-
лирующих твердых покрытий.
Однокамерный РДТТ, как показывает опыт, может быть соз-
дан практически с тягой в широком диапазоне. Известны малый
РДТТ пистолетного типа с тягой в несколько ньютонов и мощный
твердотопливный ускоритель с диаметром 6,6 м и тягой более
25 МН. Существует возможность создания твердотопливной сило-
вой установки любой тяги путем секционной или пакетной Сборки
ранее разработанных секций и двигателей.
Плотность ТРТ находится в пределах 1550—1850 кг/м3, т. е.
В принципе большая плотность топлива обуславливает уменьше-
ние потребного объема корпуса РДТТ, а следовательно, улучшает
коэффициент совершенства конструкции двигателя.
Высокие надежность и безотказность работы РДТТ является
следствием относительно небольшого количества систем двигателя
и простоты их конструкции.
Удобство эксплуатации и определенная безопасность работы с
РДТТ предопределяются простотой конструкции и надежностью
как двигателя, так и комплекса его наземного оборудования. На
борту РДТТ нет жидких, ракетных топлив, которые обычно ток-
сичны, следовательно, нет необходимости в сложном заправочном
оборудовании, не требуются меры предосторожности работы с ток-
сичными компонентами и операции нейтрализации наземного обо-
Низкая стоимость РДТТ по сравнению с ЖРД и рядом других
типов ракетных двигателей' обусловлена опять же простотой и
надежностью его конструкции, а также технологичностью произ-
водства и эксплуатации двигателя. На снижение стоимости реше-
ния задач с помощью РДТТ существенное влияние оказывает про-
стота наземного оборудования, испытательных станций и стартов
твердотопливных ракетных комплексов.
Вместе с достоинствами ракетные двигатели твердого топлива
обладают и существенными недостатками, которые при опреде-
ленных условиях ставят РДТТ в ряд нерациональных двигателей.
К основным недостаткам РДТТ относятся:
сравнительно малый удельный импульс тяги двигателя;
зависимость скорости горения ТРТ от его начальной темпера-
туры;




дель связного ИСЗ:
Силовая установка КО представляет со-
бой отделяемый или неотделяемый борто-
вой ракетный двигатель или ракетный блок
(ступень).
В перспективе орбитальные маневры КО
в ряде случаев будут осуществляться с по-
мощью ракетных ступеней,, предварительно
выводимых в космос, и автоматических или
пилотируемых космических буксиров.
дель стационарного связного ИСЗ «Сатком».
Наглядно модель представлена на рис. 1.4.
Стартовая масса ИСЗ, находящегося на низкой
опорной орбите, /п0=875 кг. При это$м масса несу-
леметрии —25 кг, энергопитания и^терморегулирова-
ния — 90 кг, жидкостной реактивной системы ори-
ентации и стабилизации—140 кг и твердотопливной
силовой установки, обеспечивающей орбитальный
маневр — 435 кг.
Анализ баллистических параметров РДТТ кос-
мических объектов сводится, как и в случае РДТТ
ракет-носителей, к сведёнию КО к системе субсту-
пеней, построению соответствующих - массовых мо-
делей и расчету их массовых коэффициентов и характеристических скоростей.
Ниже приведены результаты соответствующих расчетов для типичных случаев
применения РДТТ .на космических объектах. Рассмотрены бортовые РДТТ ИСЗ
«Сатком», одноступенчатый блок с РДТТ АМС «Вояджер» и двухступенчатый
ракетный блок с РДТТ ИСЗ «Навстар».

рена выше, апогейным бортовым РДТТ переводится с низкой опорной на гео-
стационарную орбиту. ИСЗ представляет собой, с позиций решения транспорт-
ной задачи, одноступенчатый космический объект, т. е. одиночную субракету с
znT = 405 кг и скорость истечения рабочего тела из двигателя w =2900 м/с.
Очевидно, полезный груз ракетной ступени при этом равен разности стартовой
массы ИСЗ и массы его ракетной ступени /пп.г = 875—435 = 440 кг.
Расчет показывает, что массовые коэффициенты полезного груза %=0,503;
конструкции 8=0,034; топлива р,=0,463 и характеристическая скорость суб-
ракеты Vx= 1800 м/с.
Автоматическая межпланетная. станция «Вояджер»,
предназначенная для исследований планет дальнего космоса, в частности, Юпи-
тера и Сатурна, запущена в^космос в 1977 г. Ее перевод с земной орбиты на
ракетного блока с РДТТ типа ТЕ-М-364-4. КА «Вояджер», как и ИСЗ «Сат-
ком», представляет собой одноступенчатый космический объект, т. е. одиночную
субракету с параметрами: стартовая масса (масса на земной орбите) т0=
= 2070 кг, масса ракетной ступени (субракета) /пСб = 1200 кг, масса твердого
ракетного топлива znT = 1000 кг, скорость истечения рабочего тела из двигате-
ля а>=2800 м/с.
В соответствии с этими данными расчет показывает следующие значения
массовых коэффициентов и характеристической скорости КА:
-"'."Й- Х = 0,420; ц=0,483; 8=0,097; Кх = 1850 м/с.



вение в сопле скачка уплотнения и соответственно неравномерно-
сти распределения давления на его стенках.
Очень разнообразны по конструкции управляющие сопло-
вые насадки РДТТ. Используются также газовые рули, пери-
ферийные щитки (триммеры, спойлеры) и кольцевые насадки (де-
флекторы). Их принцип работы основан на создании скачка уп-
лотнения и отклонении истекающей струи рабочего тела двигате-
ля при введении в него на срезе сопла механического препятст-
вия (насадка). Система управляющих насадков, в принципе, про-
ла. Однако они менее эффективны и обычно требуют больших
затрат энергии на управление полетом КЛА, чем управляющие
сопла.
Системы отсечки тяги РДТТ обеспечивают прекращение
силового воздействия двигателя на перемещающийся аппарат по-
средством:
реверсирования тяги без гашения заряда ТРТ;
гашения заряда ТРТ путем резкого сброса давления в камере
двигателя;
гашения заряда ТРТ посредством ввода охладителя в камеру
двигателя;
гашения заряда ТРТ одновременным сбросом давления и вы-
водом охладителя.
Соответственно конструкции системы представляют собой:
вскрываемые по команде сопла противотяги;
механические узлы, которые обеспечивают вскрытие больших
площадей проходных сечений или отделение соплового блока для
резкого сброса давления в двигателе;
устройства для ввода в камеру жидкого или твердого субли-
Ввиду простоты реализации, наиболее широко из рассмотрен-
ных систем применяются сопла противотяги.
гул и ров ан и я тяги РДТТ по модулю связано с практиче-
скими трудностями воздействия на процесс горения заряда ТРТ,
а следовательно, на расходные и тяговые параметры двигателя.
В настоящее время достигнуты определенные успехи в разработке
конструкций систем, принцип действия которых основан на меха-
нических и газодинамических способах изменения площади кри-
тического сечения сопла двигателя или на дожигании продуктов
сгорания заряда ТРТ при вводе в камеру двигателя активных
окислителей, например, фтористых веществ.
2.6. КЛАССИФИКАЦИЯ РДТТ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ
РДТТ космических летательных аппаратов целесообразно клас-
сифицировать по признакам, которые позволяют наглядно пред-
ставить назначение, место и конструктивные особенности двига-
теля. При этом РДТТ КЛА можно разделить на классы:






ориентируются на ее твердотопливный вариант. Ракеты-носители с УРДТТ на всех ступенях разработаны Японией и Индией; ^ведутс^^соответствующие работы сравнительно малого удельного импульса твердых топлив целесообразны толь- ко для вывода на орбиты полезных грузов небольшой массы. Таблица 1.3				
Параметр				
	I, „Алгол"	II, „Кастор"	111, .Антарес"	IV. .Альтер"
Тяга, кН	440	325	75	> 26
Время работы, с	76	38	47	25
Масса, т	10,8	4,5	1,3	0,26
Длина, м	9 1	7,3	1,9	1,48
Диаметр, м	1,0	0,8	0,8	0,46
Найболе^ широко из этого класса ракет-носителей применяет^^мерикан-
составляет ^17... 22 т, длина 22... 23 м, масса полезных грузов 60... 150 кг.
В процессе длительной эксплуатации, начиная с 60-х годов, проведено более
100 запусков этой ракеты-носителя*[27J.
ветственно РДТТ «Алгол», «Кастор», «Антарес» и «Альтер» различных модифи-
каций.
В табл. 1.3 приведены данные одного из вариантов каждого из этих РДТТ.
«ого материала“напо-яет™6 "₽овков°е ТЗПРи°1™т^ннН™т^пашомнн®вого
ТЗП 22 2 кг сДп ,аполненного окисью кремния МягЛ ЦНее ТЗП из органиче-
титанового сплава котопьл Лри ените“ ₽ДТТ камерного Ха е ?^УЮ Щель'
снаряжен зарядом массой 0 33 на^^жи н внутри имеет ТЗП ВосппрПуС0М 1,3
На четвертой1 ступени 4 ^т“T6^"6™80™ cM3e"BoraCTPTMe“™b
ковый"корВпа?сс’'ТтолКОТОгОГО ”Рад™вленУ"ааар“ИВИОСоРДТТ ™па Хер»,
При использовании PH «Скаут»	коростыо
воданаорс	т ,
3.2. РДТТ СИСТЕМ АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ КЛА
а®ссл3ютнотнадежнУюрвчработенетемябсолдать техническую си~
спасения можно разделить надае группы™ С№ТеВД авХного
Выбор САС той мн чноТгпгппРУДОВаНИем-	i
тивных и эксплуатационных ЙфХ₽ов ТХ" °Т Рада 1
лива, используемого на PH Так пп ®стности. от типа топ- |
bv КплМП°НеНТОВ топлива приводит в “ а™™ ЖНДКИХ укосен-
ВУ КЛА, а применение ячлтилг д т в аварийных случаях к вчпм. :
оХхЗа’В^™	।
Г"“ =:"	"'Ч“;г'у;'л'


Параметры РДТТ САС КК «Аполлон»
Параметр	Тич РДТТ		
	основной		
			
Тяга, кН Время работы, с Длина, см Диаметр корпуса, см	690 8	11,2 0,5 23 56 26	!45


। в результате совместного действия основного^ управляющего РДТТ спа-
включается разделительный РДТТ, который отделяет и уводит САС с
теплозащитным экраном от спасаемого блока (командного отсека КК);
срабатывает парашютная система командного отсека, и он приземляется в
безопасном районе.
САС пилотируемого КК «Меркурий» [12]. Система аварийного спасения пи-
лотируемого одноместного КК «Меркурий» (рис. 1.12) по конструкции анало-
гична САС КК «Аполлон». Общая длина аварийной ступени 8 м, масса спа-
САС включает монтажную ферму и
двигательную установку с РДТТ. Ферма
ходника установлен "основной РДТТ С??С.
На плите переходника татже укреплены
корпус и трёхсопловой блок. Длина двига-
теля 178 см, диаметр корпуса 39 см. Он
развивает тягу 205 кН в течение 1,5 с.
обеспечивает ее увод в сторонуУот места
аварии. При этом^ основной РДТТ осуще-
Три РДТТ отделения САС от КК вклю-
чаются в работу в требуемый момент од-
новременно. Каждый из них имеет длину
1750 Н в течение 1 с.
Система аварийного спасения КА «Мер-
курий» в процессе нормального и аварий-
Отечественный КК «Союз» имеет ава-
рийную систему спасения, в принципе^по^

Опыт запусков ИСЗ на стационарные орбиты доказывает вы-
сокую эффективность и целесообразность применения РДТТ для
осуществления импульсных переходов КО с одной орбиты на дру-
лезных грузов массой (630 ...2000) кг соответствующие РДТТ с
общей массой (300 ... 900) кг и массой зарядов ТРТ (280 ... 880) кг.
Перигейно-апогейная система РДТТ. Перигейно-апогейная си-
телеи. собранных на монтажной ферме по тандемной схеме с
противоположным направлением сопел. Система РДТТ устанав-
ливается внутри ИСЗ вдоль его продольной оси. Она обеспечива-
ет перевод спутника с опорной орбиты через промежуточную на
стационарную орбиту. Для этого к ИСЗ последовательно в точ-
ках перигея и апогея промежуточных орбит прикладываются им-
ным РДТТ.
РДТТ многоступенчатого МТА [25]. Создание эффективных
мощных ракет-носителей и мобильных КК обусловливает необ-
В настоящее время существует большое количество техниче-
ских предложений по созданию межорбитальных транспортных
аппаратов (МТА) с высокой энерговооруженностью, представля-
ющих собой блоки из ракетных ступеней с ЖРД или РДТТ.
Шаттл» или с PH «Титан-34 Д».





3.5. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ РДТТ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
И КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

гательныхРРДТТ.Р р' р к РУ т впых схем ряда вспомо



Экономические
ЩирЛ»«" ешевой сырьевой и пройводетояной вазы,
стоимостью производства.
4.1. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТВЕРДЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
Характеристиками топлив являются те определяемые их при-
родой постоянные величины и постоянные отношения, от которых
зависит-действие, оказываемое ими в различных случаях их при,
метения. Без знания характеристик невозможно ни полностью
осветить, ни детально проанализировать явления, происходящие в
двигателе при горении, ни рассчитать все те элементы, из которых
слагается проект рационального РДТТ. Рассмотрим основные ха-
4.1.1. Физико-химические характеристики твердых топлив
стыоУ называют количество тепла, выделяемое 1 кг твердого топ7
лива при сгорании его в постоянном объеме и при охлаждении
газов до температуры Г=293 К. 
Теплотворная способность ТРТ обозначается Qcs, Дж/кг. эта
характеристика является наиболее существенной, так как она ощ
ределяет полный запас энергии, выделяемой в первый момент воз-
никновения продуктов сгорания до производства ими каких бы то
ни было работ. Чем больше величина Q«s, тем большую темпера-
I	,	! ! р > I I . I . I |’ I I К .1 । 1 ।	1114	1 И
ного импульса тяги РДТТ. Численные значения теплотворной спо- 
С°бу°д ел тПа зУоб р а зова ни е представляет собой объ-
ем у, занимаемый газами сгоревшего 1 кг твердого топлива при
температуре Г=273 К и давлении р= 1,013-105 Па в предположе-
нии, что вода находится в парообразном состоянии. Объем газов
о. имеет очень важное значение, так как чем он больше, тем ооль-
шую работу могут совершить газы и, следовательно, можно полу-
чить большую тягу. Значения удельного газообразования продук-
тов сгорания для различных твердых топлив даны в табл. 2.1 |И-1.
Под температурой горения 7\- твердого топлива пони-
мают ту наибольшую температуру, которую могут иметь продукты
сгорания при сжигании топлива в постоянном объеме в отсутствии
ЭНеПриИгорении твердого топлива в камере РДТТ средняя темпе-
ратура продуктов сгорания близка к температуре при горении
ТРТ при постоянном давлении. Эта температура Тр играет боль-
шую роль, так как от нее зависят интенсивность нагрева эле-
ментов конструкции двигателя, величина удельного импульса тяги,
скорость истечения газов из сопла. Связь между изохорической iv
и изобарической ТР температурами определится соотношением^


Класс твердого топлива .	Баллнститное	Смесевое
О ТеППж™?Р"аЯ способность	3,3-Ю«—3.8-10s		5,4-10*—6,3-10е
^Удельное газообразование	1,0—1,1	0,8	0,9
Изобарическая температу-	2700—3300	3400—4300 2700-3500
Л>. Дж/кгТВеРД0Г° Т0плива’	1550—1640 9,8 - 10s—10,5 - 10s	10,8.10s—11,6-105
И11 - - " з -.. S 1	0,4—0 8	9,0 • 10s—9,6 • 10s
РТ Р ° а пр Р "	?		-
Величины температур Т. и Т, даны в табл. 2.1 [11]. . ,
Плотность qt твердого топлива определяется массой топлива
приходящейся на единицу занимаемого им объема. Чем выше
плотность топлива, тем больший запас энергии можно сосредото-
чить в единице ооъема камеры сгорания или при заданной величи-
двигателяМ0Г° 3аПЙСа энеРгии полУчить меньшие габариты и массу
4.1.2. Баллистические характеристики твердых топлив
Баллистические характеристики являются, по-существу теми
же физико-химическими характеристиками и поэтому могли бы
быть отнесены к числу уже рассмотренных. Однако они занимают
Меп пЛаК величины- которые используют главным образом
в теории РДТТ, и определяются в ней в целях непосредственного
применения их при расчетах двигателя.
Баллистические характеристики твердых топлив в значительной
степени определяют характер изменения и параметры режимов

- газовая постоянная продуктов сгорания твердого топлива.
их до температуры горения Tv. Она находится опытным путем, ее


В РДТТ более употребительной является

,1 Н nil I II I I Illi I при I Н1.!‘П I н I _ I | 1 1|





4.2. ТИПЫ ТОПЛИВ И ИХ СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА
Твердые ракетные топлива в соответствии с их. составом и фи-
зической структурой делятся на два основных класса:
баллиститные (двухосновные),
смесевые.
4.2.1. Баллиститные твердые ракетные топлива
Баллиститные топлива относятся к бездымным порохам, кото-
рые появились во второй половине прошлого века и нашли широ-
кое применение в артиллерии. В ракетных двигателях эти пороха
кислот. Нитраты целлюлозы различаются содержанием азота.
В баллиститных топливах применяются нитраты целлюлозы с со-
держанием азота 11,5%—12,0%, которые .называют коллокси-
воритель, в качестве которого обычно применяется нитроглицерин.
Нитроглицерин является взрывчатым веществом, он содержит зна-
чительное количество свободного кислорода, который окисляет го-
рючие элементы топлива. Процентное содержание нитроглицерина
энергетических характеристик топлива (динитротолуол или нитро-
гуанидин) , обеспечения химической стойкости (централит, дифени-
ламин), облегчения технологии изготовления (мел, вазелин, тран-
сформаторное масло — уменьшают внутреннее трение топливной
скопичности (канифоль), регулирования скорости горения (кам-
фора).
Производство баллиститных топлив начинается с процесса ра-
створения и смешения компонентов, что приводит к образованию
формы массу при помощи пресса продавливают через отверстия’
матрицы, которая выполняется в соответствии с требуемой конфи-
гурацией заряда. Для производства зарядов большого диаметра
требуется очень мощное прессовое оборудование, поэтому изготов-
ление крупногабаритных зарядов из баллиститного топлива за-
51:1? '
я=е^?иче!~2£ж
=1;==~5==^гг;»^
ВвЖн=Е?^=
тических х«па—А: ‘"‘° Изгот°вления. В пеляу .Д УАОвлетво-
^Tor°OKS^^
ЛР0Г^^тЯ- е,ИВаЮ1ЦМ “М“№
ПОЭГОМУ его назывяиЗ?^!^. Выполияет также пл.п«. ..
мы, полХеп”,«-смзующими ю„.
ые и помэфвр^еТмХ* Т„°"Л"‘
Г“по°т™аЛ'1е"Ь'’ пм“<зовп£
"й	Й ™	a«:
»Р»	^аМ„мюмя „етол
ги"ТвХ^7г?го^
2 S^x/r™a3»SKS »Ж
——	n£EH
сти; предупреждается нагрев стенок камеры и следоватьпь™ пг
иТиГтоеб™"Ш“""Ь "™ссе“ия »“’i «««2» №кр1
лХХюи2 „ ы,е«“аль™-'= устройств для кодом «грузок,
действующих на заряд в полете. Все. это. позволяет мактаиЛфм
"л™вах бвт MWbi сгора“-я для SXT2
улучшить массовое совершенство тгятриа
улучшить массовое совершенство двигателя
По энергетическим характеристикам (см
топлива превосходят баллиститные.
Важным путем повышения эпергетичес...
~лив являет“ совеРшенствование их
И,В “ 2™.повы“ ’»е»тетнче<а<их Хараиерктик «ер--
ДЫХ топлив является совершенствование их гооючих-спя^юпХ
™ZeSZtc«9T°,fi ЧМЬЮ 8
тинные вещества (нитраты целлюлозы и штрогаидерин) вместо
пассивных каучуков и смол. Подобные топлива называют нитро
аолвивм и или модифицированными двухосновным» Р
Нитрозоявные топлива предетацляют собой гетерогенные систе-
мы, включающие неорганический окислитель (обычно пеохлооат
аммония), сложное активное горючее-связующее (нитроцеллкНо
3 - ““трог,)l!IK|il,„ о „„.замор шаетифчкатоо	УФУ',У"
сХХ^ ДОРОШ°“	яФФ«™№ее®ХоХва
становятся при замене порошка алюминия ца бериллий Шш на
гидриды бериллия и алюминия. 	Р или на.
1",Тр°30зЬНЬ1х топлив готовятся Г* следующей «х-
имогии Зерна пластифицированной нитроцеллюлозы -размером
’ РАЗОРЯЮТ В „меси нитроглицерина и смешиваются
с полимером—пластификатором. Для повышения энергетических
шоРк7люм™ияВп°МПОЗ"Ц“Ю ввадят "ерхлорат аммония™ поро-
шок алюминия. Полученную суспензию свободным литьем мп
камеру двигателТя,НИеМ *“К"ОТ “ Ф°РМу И,б°	в
Нитрозольвые топлива, «щраяяя гехнолог««кяе достоинства
смесевых топлив превосходят последние по энергетитесКим чя-
рактеристикам. Эти топлива считаются достаточво перспектнвпыс
мн, п ОНИ успешно внедряются в ракетную технику,
4.3. СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ ТВЕРДЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
тпт РДТТ твеРдые топлива применяются в виде зарядов Запягг
™ п^дставляег определенное по массе количество Твердого топ
Сочником ЮэХи?иТГЮ форму и РазмеРы и являюРщее?я ис-
точником энергии и рабочего тела. Поэтому рассматриваются
процессы газообразования тверди теплив, Сф1риоВ๫? в зяй
Под Скоростью горения заряда ТРТ понимают линейную сй>.
рость перемещения фронта горения поверхности заряда твердого
топлива по нормали к ней в единицу -врем»'	Р Л'
Скорость горения рдтт п колеблется в пределах «=1 т
... ои- 1U м/с и математически выражается в виде
где е сгоревшая за.время т толщина свода заряда ТРТ.
давление рк в камере сгорания дви-









Характер изменения функции f2(TT) при различных значениях




подвижной среде. Значение f3(w) определяется эксперимёнталь-


зьгвает влияние иа^скорость горения (кривая 2) при w^w'a

fcl

ных факторов, влияющих на скорость горепияРТРТ. Для перехода
тическому подставим вРсоотношение (2.6) вместо £(рк)-, и
(2.7), (2.8) и (2.9), в результате будем иметь	Ф Р У
Выше отмечено, что k(TT) сохраняется постоянной в течение всего
«1т=«х/з (Г»)=«1 -9_Г(Т9_Т	•	(2. .11)
При этом выражение для закона скорости горения примет вид
«==«хтРк	wn)J.	(2.12)
взмыв давления, т. е. f3(a>) = 1,0, то предыдущее соотношение за-
Я'Л ' I е т
характеристики, зависящие от природы воспламенительного "со-
4.4. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЙ ЗАКОН ГОРЕНИЯ
рания твердого топлива в камеру РДТТ. У Р ДУ

нараметры рабочего процесса (прежде всего давление и темпе-
ратура) одинаковы в данный момент времени во всех точках по-
воспламенение горящей поверхности всех шашек заряда про-
4.5. РАБОЧИЕ ТЕЛА РДТТ И РАСЧЕТ ИХ ХАРАКТЕРИСТИК
НИЯ. Для определения указанных характеристикР рабочего тела
требуется знать состав смеси газов и конденсированных веществ,
Состав рабочего т-ела зависит от рода топлива, температуры
продуктов сгорания и давления, при котором они находятся. Ре-
то есть определяется их концентрация или парциальные давления.

Второй этап задачи обычно сводится к решению замкнутой си-
уравнения сохранения массы (уравнения баланса элементов);


чета ^состава рабочих,тел для характерных рецептурбаллистит-

их объемные доли



*<=(<№.)<	(2-18)
>130° К) в твердом агрегатном состоянии, приближенно равна
. £,=26800.	(2.19)
*2®со«,Ф
(2.20)

8, Удельная теплоемкость жидкого компонента (о >	... 1
"'И	(<-«);=я34840л,/?,..	'
В-’’*-''  a~ “;S-;.-,;-1=
пРн поеГт’я^«Х*?
................'	 о '
или по упрощенному методу
(2.24)
(2.25)
(2.26)
TOH^Hx°X”?XvXX’BT''„B”“Cra 4 rama' “«»
i f м подходе определится по формуле
^1 = ап (Т/'273)1’1>.	^2.28)
. Коэффнадеи теиопфоаоджотн яМдется „0 ооотнотпеншо
аЛ?«®8*&т® Фф8Ш,еЮИ u Ь- d- «ходящие в формулы (2 23
:“Zn	.™, с, о, а а - :
0. ®y₽Se4l Ха°кХЫт?,Г.егеЬЮ ЭМтеНМ «®ФФШ»«ТОВ а,


А=1,38(7/273Г0-М5;
&=1,30(7'/273)~01032.
(2.30)
(2.31)
ОСНОВНЫЕ СООТНОШЕНИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
В КАМЕРЕ РДТТ
Ж ”Г.Х“"ХЧХ	»
5.1. УРАВНЕНИЯ ПРИХОДА РАБОЧЕГО ТЕЛА
В.1.1. Скорость прихода продуктов сгорания твердого топлива
в камеру двигателя
°61у™“ "р" «рр-р
zsx: 2,pZs™a ^SoTzz
ревгпей мЛи ирядаГ	Ь® »P0"»O«* ™ времени от-Ц
dmT,aldx,
гдапктП.™Гшая 5 ©юму "°"евту вре™ “«»
-2? .	? «радей поверхности заряда  -......
77,\ ‘.-Л—	....
одинаковой для всех частей ЧЯп7Л плотность топлива являетсР
a  В текущий момев
; е — — ХГ
шение (2.32) примет вид	Р	тогда соотн^
«аду горения заряда, а :*=1 - тару * ’ соответствует н
geeas
зметричестая. ^параметротГ аарвда^ (т,/ет—о&ьем зарздаЬ тре-










|=xZ(I4-XZ + }iZ2).	(2.36)
•ей. пренебрегают. Для заряда с постоянной поверхностью горения
х=1_; %=0; р,'=0. Для заряда прогрессивного горения %<1; А>0;

горящей поверхности заряда	’ У
(2.37)

Распространяя положения геометрического закона на процесс
(2.38)


(2.39)


S.2. УРАВНЕНИЕ СОСТОЯНИЯ РАБОЧЕГО ТЕЛА
5 2.1. Тепловые потерн в камере двигателя
11=1=И€
Хде“к«^
SEep^sSl
:;=Е=гнв==г^
дорого определяется по форму»
где AQ — тепло,
“"as?Xos:srnorePb.	-***1 ж


тощие конденсированные вещества и смесь реальных газов. Поэ-
нением состояния реальных продуктов сгорания. Однако в РДТТ

- Пусть к некоторому моменту времени сгорит масса основного

(2,40)



Следовательно, уравнение состояния рабочего тела для РДТТ
ЛКсв=/пг(^+^-т1)/?зГк.
/(2.41)
(2.42)
5.3. УРАВНЕНИЕ ЭНЕРГИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ДЛЯ КАМЕРЫ
СГОРАНИЯ
поступающими из камеры РДТТ в сопло, а не ее распределение
меры вРсопло dQ*;; У 1	Р
dQ^=dU+(iQn+dQ^
(2.43)
За время dr образуется следующее количество продуктов сго-
Sp’- Ак= т^.'
Если температура горения и удельные теплоемкости воспламени-
теля и заряда соответственно равны Т,,, и Т„ и с,, то энер-
гия, выделяемая при горении за элементарный промежуток вре-
мени, будет
Найдем изменение внутренней энергии рабочего тела за время dr.
Энергия, заключенная- в продуктах сгорания, находящихся в ка-
мере в некоторый момент времени, будет
где (с„)а.
За бесконечно малый промежуток времени вытечет m,dr\ про-
дуктов сгорания. Это количество рабочего тела обладает опреде-
ленным запасом потенциальной и кинетической энергий. При
тичёская возрастает, а общий запас энергий, содержащийся в по-
токе, не меняется, если не учитывать потери из-за кратковремен-
ности процесса истечения. Поэтому энергию, уносимую, истекаю-
щими газами, можно определить из условия, что вся внутренняя
энергия перешла в кинетическую. В этом случае скорость газа
где k-L—показатель адиабаты смеси продуктов сгорания.
Следовательно, наибольшее значение кинетической энергии,
= mtrfT]®max/2.
фициента х, которое для бесконечно малого промежутка времени
Следовательно, dQ„=(l —
Таким образом, найдены значения всех составляющих уравне-
ния энергии. Подставляя их в (2.43), окончательно получим
X	Л-в^в^вН- cvTvm7d^]=d [(cjs Т(&l*„4- 4'"-'П)1+
+ A(c0)s7'K/nTrf,n-	(2.44)
из специфики рабочего процесса РДТТ, это интегрирование воз-
ИМеДля стационарного периода работы двигателя можно принять
Р изменение температуры рабочего тела является малым.
УПР°Х Р	irv=kTK,
(2.45)
Полученные соотношения определяют связь между различными
Таким образом, при условиях, характерных для установившего-
ся режима работы двигателя, температуру рабочего тела в каме-
(2.48)
Ж = Х/Р-
in п перат ра рабочего тела в₽камере двигателя является ве-
личиной переменной. Наибольшее изменение температура имеет
После выхода РДТТ на ^стационарный режим температура в те-
3 122	65
5.4. СКОРОСТЬ ДВИЖЕНИЯ РАБОЧЕГО ТЕЛА ВДОЛЬ КАМЕРЫ
СГОРАНИЯ
Продукты сгорания, образующиеся в двигателе при горения
топлива, не находятся в покое, а совершают сложное движение.
Достаточно строгое решение задачи о характере изменения скоро-
сти движения рабочего тела по длине камеры сгорания является
сложной проблемой. Поэтому при решении данного вопроса будем
исходить из упрощенного представления о движении продуктов
Сгорания в камере двигателя, и в частности полагаем*
всей длины и горит в соответствии с геометрически^законом;0^1’
одно*мернымПРОДУКТОВ СГОрания я5ляется квазиустановившимся и
.зерна воспламенителя распределены неравномерно по свобод-
ному объему камеры сгорания—половина их находится в объеме
Пядаа'НеГ° ДНИЩа’ а ВТ0Рая половина распределена по длине за-
плотность продуктов сгорания является функцией времени, т. е„
сжимаемостью газа пренебрегаем.
Для установления зависниости екорости движения газов исхо-
дим из закона сохранения массы, применив его к элементарному
объему камеры сгорания, выделенному сечениями х и
(рис. 2.7). За время dr через сечение х—х пройдет масса газаг
'cuQ^xdr, а через сечение x+dx за тот же промежуток времени
Разность этих количеств равна массе газа, которая образуется
на участке^ротяженнос °С’™ёного заРяда и зерен воспламенителя
зв —площадь свободного прохода для
продуктов сгорания; т —масса продуктов
сгорания, поступающих в единицу времени
с единицы длины; — их плотность.
Выполнив интегрирование в пределах от
®min до wx И от 0 до х, получаем
п + w*/(FcbCf), (2.50)
заряда. ₽ Э На входе в канал
неразрьЧИНа И?т1“ находится из Уравнения

0,53X6,.+ 5TKQ.r=/'’CBprwraIn,
откуда эдт1п== ’	lttgT,





-	------Г основном отношением (St+Ss)/Fcb.
где SL — величина поверхности горения заряда, которая омыва-





(2.54)

| 1,12	1,14 | 1,16
| 0,634 0,636 | 0,639

0,651 | 0,655
5.5. ИЗМЕНЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ РАБОЧЕГО ТЕЛА ВДОЛЬ КАМЕРЫ


2Fc^rwxdwdx.

{(Рк^св- КМг+й'Рк] F^}dx= —FcjipKdx.


(р^х, находим
где Хрк)о —давление в объеме переднего даа двигателя..
Итак, падение давления вдоль заряда равно удвоенному его-
ростному напору. Максимальный перепад давления имеет место в
?аХ7аибольшаТаТе“' “™ ла“™я 4«W »« «>
пыпР9Со?еДео1еНИе давлепия газов в предсопловом объеме (см.
рис. 2.9) найдем также по теореме об изменении количества дви-
жения, в соответствии с которой для объема газов, заключенных
между сечениями 1-1 и 2-2, в предположении, что давлениепо
всему сечению 1-1 равно (рк)ь будем иметь
где FK — площадь поперечного сечения камеры сгорания
Так как по условию неразрывности течения
то Уравнение изменения количества движения приводится к виду
(/’к)о=Рк ег®2 (w2 — ®i).	(2.56)
on₽<№™"тк	у
„	вь1Раж“”я <255) 11 (Мб), приходим к зависимости
для перепада давленияпо .длине камеры двигателя
вдоль камеры crop ИЯ определяется СГО[гас-пи^дайгеан”™””
ДУЮ® сгорания Поэтому наибольшая ветичнна перепада давле-
" будет иметь место для периода выхода РДТТ на стационар.
...... |neoi... р.кчпы. Однако и д этом случае его пелаччи;-, обычно
S'™’ХДелГ V ™ько	“
«ОТЫ достигает 7—10%. Перепад давления быстро убывает со вре-
меием. Так как перепад давления вдоль камеры сгорания сравни,
мльво невелик, то отклонен!» среднего интегрального По объему
камеры двигателя давления от действительного в любой момент '
времени оу-дет также незтлиитмьвде. Помону при расчете и про-
даровании РДТТ в первом приближении мй«о пра«Хь
терм один м, е 1 метод пдадомши и, в частности, дамать
сто Давтея» продукт» сгорай» яняется фу пкцией толы» др?
5.6. СРЕДНЯЯ ПО ГОРЯЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ЗАРЯДА
СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
Вследствие падения давления и увеличения скорости потока
.газов вдоль заряда скорость горения топлива будет переменна по
поверхности горения заряда. Однако при решении задач теории
рабочего процесса являются функцией
времени, в систему уравнений, описыва-

горения ТРТ для,данного момента вре-

Среднее значение скорости горения
ров потока продуктов сгорания и их осреднении по длине заряда
для данного момента времени секундный расход газов остается по-
стоянным. Согласно сформулированному условию имеем
где П—периметр поперечного сечения поверхности горения заря-
да; L — текущая длина заряда; й —средняя по поверхности горе-
Как было показано, давление газов в камере РДТТ без боль-
шой погрешности допустимо рассматривать независящим от коор-
динат. В этом случае нахождение средней скорости горения, по
существу, сводится к отысканию среднего значения эрозионной
Airuvnuu гкАплсти горения. При таком подлоде последнее В“‘Ра^
ния; Ли — длина участка заряда, на котором скорость потока га-
30В Решая* последнее уравнение относительно находим

Е™ УЧ«™, что зависимость ДЛЯ ЛЙ являет® линейной' отно-
сительно скорости потока, получаем
\ /з (w) d,X = —Т /з (W,„ax)
У.ДЛ/з(г>ах) “эрозионная функция скорости горения при макси-
мальной скорости потока газов.	1 р
(2.58)
сл «огда скорость продуктов сгорания на входе в канал
па формуле” “Р°Г08У,°- С,>*Вее знмен"е ЛМ определится
Аналогичный подход сохраняется при определении ГМ т за-
рядов. площадь поперечного сечен® которых непостоянная по
S.7. УРАВНЕНИЯ РАСХОДА РАБОЧЕГО ТЕЛА И СКОРОСТИ ЕГО
ДВИЖЕНИЯ ПО СОПЛУ рдтт
Массовый секундный расход продуктов сгорания при надкви-
«честом рс.име раоогы сопла ни иоантрошнескЛ одном™
того, квазнустановившегося, неравновесного течения' идеального
газа .при. неучете потерь анергии выражается соотвбшенДем
где т —массовый секундный расход продуктов сгорания Пий ус-
тановившемся режиме работы двигателя влияние воспламенителя
ше™такУ,ИТЫВЭТЬ' В СЛута1=	УравнХТзГпи-
с2“нашеа!и (2.49). то формула для массового секунд-
Нрго расхода продуктов сгорания примет такой вид	У Д
Паиь* PW>S «зов 4а некоторый промежуток времени будет
Если учесть, что относительное количество продуктов сгорания,
(2.60)
Следовательно, уравнение для относительного массового секундно-
(2.61)




Из последней формулы следует, что отношение рх/рк является
Следовательно, входящая в формулу для скорости движения
продуктов сгорания по соплу величина
При учете выражения (2.49) зависимость для скорости движе-
ния продуктов сгорания по соплу РДТТ для периода горения за-
Скорость истечения рабочего тела из сопла запишется так
wa=F„(k, Fa) У^р,	(2.62)


В реальных соплах вследствие потерь энергии на трение и воз-
. можные местные скачки уплотнения скорость движения продуктов
сгорания по соплу будет несколько меньше ее теоретического зна-
чения. На практике с целью учета потерь вводится коэффициент
РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
В КАМЕРЕ РДТТ
основным параметрам рабочего процесса относятся давле-
скорость их движения, время процесса° Наибольш^зна^ение^
оценке рабочего процесса имеет кривая изменения давления про-
. дуктов сгорания в функции времени, которая определяет характер
изменения тяги и величину ее полного импульса. От давления в




.и навески воспламенителя, характеристики природы твердого
процессы воспламенения навески воспламенителя и основного
совместного горения навески воспламенителя и основного заряда,
6.1.2. Исходная система уравнений
са кладутся уравнения, которые^ математически описывают основ-


(2.63)



6. Уравнение скорости прихода продуктов сгорания твердого

8.	Уравнение температурной функции скорости горения (2.8)


(2.65)
(2.66)
10.	Уравнение поверхности горения основного заряда
(2.67)
11.	Уравнение скорости расхода продуктов сгорания из камеры
(2.68)

6.2. РЕШЕНИЕ СИСТЕМЫ УРАВНЕНИЙ ДЛЯ ПЕРИОДА
СОВМЕСТНОГО ГОРЕНИЯ ВОСПЛАМЕНИТЕЛЯ И ОСНОВНОГО ЗАРЯДА

мента вскрытия заглушки и до конца горения воспламенителя.
6.2.1. Расчет параметров рабочего процесса при наличии сопловой
заглушки
[2.69).
янном объеме, поэтому т) = 0; йт|/<7г=0; Тк= Т,^. Смесь продуктов:
сгорания неподвижна в камере двигателя, следовательно, ш=0;
7з(ги) =1,0. Таким образом, исходная система уравнений для дан-
где MiT₽«if2(TT).
За независимую переменную принимаем относительное коли-
чество сгоревшего воспламенителя фв. Вначале установим связь
для давления продуктов сгорания в функции независимой перемен-
ной Рн—/(фв). Для этого продифференцируем уравнение (2,69)
Для исключения из последнего выражения величины i|- делим по-
членно уравнения (2.71) и (2.70)

(2.73)
Значение chp/d-ф, подставляем в (2.72), в результате получим
где
Уравнение (2.74) точно аналитически не решается. Приближенное
решение строится для малого участка интегрирования. На участ-
ке Лт|>В(=фВ4—%(/-!> переменные р„ и о принимаются средними
_(Дк)|4-(Д|<)(-1 .
Подобный прием будет использоваться в дальнейшем при прибли-
женном интегрировании дифференциальных уравнений. При этом:
апаг^интегрирования может приниматься Ai|>Bf=0,l—0,2. Уравнение

я\де »3=(2X-/z)U2.
(2.76)

(2.77)
При проведении расчетов значения /?ср и 7\,ср рекомендуется оп-
жимать как среднее арифметическое изобарических температур

mKy.RcpT,lcp
(2.78)
(2.79)
(2.80)

Время процесса определяется по формуле (2.77).
«3. РЕШЕНИЕ СИСТЕМЫ УРАВНЕНИИ ДЛЯ ПЕРИОДА ГОРЕНИЯ
ОДНОГО ОСНОВНОГО ЗАРЯДА
.... а т.-фф'г
продуктов сгорания воспламенителя незначительна по сравнению
an не LT™ И °СН0ВН0Г0 ЗЭрЯДа И П0ЭТ0МУ их наличие уХы
' ....................................... —
уравнение сс стояния рабочего тела
уравняпге свободного объема каморы сгорания (2.40)
варад™™* ич,шдато ПР",ОЛ’ продуктов сгорим основного
СР*Л<!ГО	ЭРОЗИОННОЙ функции РЙОРЖЗД гв4
-—jst' ’
уравнение для	расхода ародуки» етораняя
йй
« ”,
Эта система уравнений реиитеа арнбляжеино Я в две йаа®
л»«ЗД|Е”6'Я М™Д' "еюШ1°" ратождення мм-'
Z..U Р ’ СТаДМ Свад"тс” к "™™ параметров рабоче-
го процесса для промежутка времени от начала периода и до мо-
X™ м' УГОДН° бЛЮКОГО к ““«“ззьному давлению е5У°-
ЛИчвна максимального давления достигается в первом'периоде то
»а «ада, выпадает а расчетов. Вторая стадия з^Клютажя”
момента сколь угодно близкого к максимальному давлению и до

значения из (2.82) и (2.84). Тогда
dpjdx= (w) pi - ггр„
(2.85)
где
Уравнение (2.85) интегрируем приближенно в предположении, что
/зср/(®)=

до (pK)i. получаем


(2.87)

Для установления зависимости ф=/(т) используем уравнение
(2.82), разделяя в котором переменные и проводя приближенное
(2.89)


(2.90)
6.3.2. Вторая

После достижения (рк)ит давление газов в двигателе изменя-
выражений (2^82) /(2.84), получаем
^,7.	(2.91)
Эту же формулу получим, если приравняем нулю производную
dpKjdx. Подобное совпадение объясняется тем, что для каждого
ление, которое совпадает с давлением, находимым в предположе-
Время процесса найдется из уравнения (2.82) Р
быть построена кривая рк=/(т) и по ней определена величина
рое включает три переменные (рк, о, w) для момента достижения
(Рк)тах- Для ориентировочной оценки (рк)тах можно принять
Отах «1,0, так как горящая, поверхность, заряда к моменту дости-
жения максимального давления изменяется несущественно. Значе-
ние функции /з(^тах) рекомендуется определять для начального,
момента времени, пренебрегая влиянием воспламенителя, так как
ет^а Гео метрические размеры заряда изменяются незначительно.
(2.91), в которой следует принять о=1,0, a fs(®) вычислять для
При таком'подходе к .вычислению (рк)Шах его значение получается
НеСПри расчете максимального давления следует учесть, что ско-
рость потока газов зависит от давления. Поэтому при определе-
нии и/max В качестве (рк)тах Принимаем его значение, полученное
значения требуется постоянство тяги во времени. Для удовлетво-
заметного влияния на скорость горения твердого топлива. При
отмеченных условиях расчет параметров рабочего процесса су-
о=С1,0 и /з(и0=^1,0. При такой упрощенной постановке задачи
6.4. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ДЛЯ ПЕРИОДА
ИСТЕЧЕНИЯ ГАЗОВ ПОСЛЕ СГОРАНИЯ ЗАРЯДА

уменьшению и к существенному падению температуры. Это об-
"	"'И il III I ,	’	!	!	[	, ц (|	г,"	\
ния энергии рабочего процесса.
Таким образом, в исходную систему уравнений входят-
уравнение энергии рабочего процесса
/’к^к=/птХ^П(1-п)?
.94)
Проведем, преобразование системы уравнений. Температура газов
в камере сгорания найдется из уравнения энергии, которое после
разделения переменных и интегрирования в пределах от Гкон до
Т«= Лон 1(1 —'q)/(l —Икон)]6-1,	(2. 96)
где ТК(1Н, т]кон — соответственно температура и относительный рас-
ход продуктов сгорания в конце горения заряда.
ПодЛт£вляя в Уравнение состояния (2.94) значение температу-
ры из (2.96), получаем	1 J
W (Рк)кон — давление газов в-конце горения заряда.
Заменяя в уравнении расхода газов (2.95) давление и темпе-
ратуру их значениями из (2.97) и (2.96) и выполнив интегрирова-
ние, находим	н н
Если за независимую переменную принять время, то, решая
Ур^~ие (2.98) относительно т] и подставляя найденное значение
в (2.97) и (2.96), получим
П=1-----------^он	‘	(2.99)
П+КО’-Ткон)]*-1
(2.100)
(2.101)



где^=[2/(А+1)]^.	ф	$
6.5. ПОПРАВОЧНЫЕ ФОРМУЛЫ И РАЗБРОС ПАРАМЕТРОВ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА

методу малых отклонений. *Метод разностей
ний достаточно прост, он и положен в основу составления попра-
Рассмотрим существо метода^ малых отклонений. Пусть неко-
dy^f (a)dx+-Lf"(a)dx^+-L/"' (a)dx*+-. (2.103)
Метод малых отклонений при определении приращения функ-
ции исходит не из полного выражения (2.103), а из приближенно-
го соотношения, при построении которого переходят от бесконеч-
Ьу=Г(а)Ьх.


зависимостями, связывающими^между собой^относительные изме-
Величины-Cf называются поправочными коэффициента-
Давление ироду™№
случае формула для давления газов примет в д
Согласно рекомендациям общей методики по составлению по-
правочных формул можем записать
Вычислив поправочные коэффициенты, приходам к следующей
поправочной формуле для давления газов


। 'V

^=^1 (v)! (-1
%R^T+m+m-

-^=±3,0%; ЦЫ=^= ±fl,7S%;
-^£.= ±0,25»/,;.^™= +1,0«/,;
-^-=±(0,26-0Ж-'
Основными факторами, влияющими на предельные отклонения
давления газов, являются предельные отклонения скорости‘ горе-
ния твердого топлива и температурный диапазон эксплуатации
XaS. Значение Дрк/рк на 90-95% обусловливается случай-
ными разбросами скорости горения топлива и значением д/т.пр.
РАСЧЕТ ПРОЦЕССА ТЕПЛООБМЕНА В РДТТ
Явление теплообмена составляет важную часть рабочего про-
цесса РДТТ. При работе двигателя элементы его конструкции вза-
имодействуют с продуктами сгорания, которые имеют высокие зна-
чения давления, температуры, скорости. Это обусловливает боль-
шие величины тепловых потоков от продуктов сгорания к эле-
ментам конструкции РДТТ. Они могут достигать сотен тысяч и де-
сятков миллионов ватт на квадратный метр поверхности [И]. Та-
ким образом, элементы конструкции двигателя подвергаются ин-
тенсивному нагреву, и чтобы не допустить разрушения РДТТ, не-
обходимо принимать меры по его тепловой защите. Поэтому весь-
ма важно уметь рассчитывать параметры процесса теплообмена,
знание которых необходимо для определения геометрических ха-
рактеристик теплозащитных элементов РДТТ и тепловых потерь.
7.1.	ХАРАКТЕРИСТИКА ПРОЦЕССА ТЕПЛООБМЕНА В РДТТ
Тепло передается от рабочего тела к корпусу двигателя всеми
видами элементарного теплообмена: теплопроводностью, конвек-
цией и тепловым излучением. Следовательно, тепловой поток от
продуктов сгорания к элементам корпуса двигателя может быть
определен как сумма конвективного и лучистого потоков тепла,
которые следуют фундаментальным закономерностям теплообмена.
Однако процессу теплообмена присущи особенности как оощие
для ракетных двигателей, так и частные, свойственные только
РДТТ. К последним относятся:	п„т
сложность Форм внутреннего свободного объема РД11;
высокие значения параметров рабочего тела и их зависимость
°Т наличие конденсированных частиц в продуктах сгорания (двух-
Фа3вНдувЬпродуктов разложения аблирующих элементов теплоза-
щитных покрытий в поток рабочего тела.
Отмеченные особенности влияют на величину теплового потока,
форма сиоводаого объела РДТТ определяете» коиетрукеъоп ка-
меры, соплового блока, конфигурацией заряда и способом его
монтажа. 6 процессе горения заряда увеличивается свободный
объем камеры, что обычно приводит к изменению его формы. Фор-
ма свободного объема в значительной степени обусловливает ха-
рактер потока продуктов сгорания вдоль тракта двигателя, оказы-
 НЖЛТ’* ВЛ“™е “a "И** пограничного слоя. а еще,
довательно, и на процесс конвективного теплообмена
В.о7ьР<?пУяК™ Спгсорания т™а движутся с высокими скоростями
поовтХ™ дв”га™я Их торможение в пограничном слое со-
провождается значительным выделением тепла. Поэтому термоди-
гоанпвдог” т“те1,1’1 я Р " темпоротрт щмП и ТО по-
граничного слоя потока, контактирующего с омываемой стенкой
двигателя moijt зпзчитеино рыи,1я Вместе с этим по но
перечному сечению потока будут существенно изменяться и gfig'
физические характеристики рабочего тола, поскольку —--------
ся функциями его температуры.
човы/6^™ ГОраВМ смесевого твердого топлива включают га-
зовые, жидкие и твердые компоненты. Движение рабочего тела
по тракту двигателя носит турбулентный характер. В случае туп-
буаентного течения двухфазной среды имеющиеся в ней пульса-
шенкям”°Э кондеисиР5)вапныР частицы к поперечным переме-
“ проникать н™ЦЫ' ” ” ’ЬШ '  -TPS»™™» способ-
ны проникать в пограничный слой потока и достигать стенок кор-
S Г’™’' В РезУаьтате возникает дополнительная турбули-
В™" Р ™°го слм' увеличивается его теплопроводность
уменьшается термическое сопротивление. В конечном счете кон
>вто»сиф«иру> передач тепла о'т про-
дуктов сгорания к элементам конструкции двигателя.	1
При работе двигателя часть элементов конструкции, в основном
теплозащитные покрытия, подвергаются термическому, химическо
"У " “ ™ни,е“ому РлзРУшению. Это порождает явление X
« У полирующей массы теплозащитных покрытий в по-
ток продуктов сгорания двигателя. В результате вдува массы на-
рушается первичная структура пограниного слоя продуктов сГО-
состав возможно появление хим/чеХого взаи-
“ д *? о компонентов. Тепло в этом случае передается через ПОИ
/путем д”й°у"„“ Т0ЛЬ“ "УТ“ К°"вы<ц”и » теплопроводности, но
Вдуваемая аблирующая масса, устремляясь к внешней грани-
це пограничного слоя, увеличивает его толщину, оттесняет поток
высокотемпер турных продуктов сгорания ,т стенок двигателя
частично экранирует поток тепла к ним, так что интгасивиость
нагрева элементов конструкции РДТТ снижается. 1,нтгаетв“"т1>
В процессе определения параметров теплообмена в РДТТ не-
одолимо учитывать отмеченные явления, которые оказывают вли»
янне как на конвективный, так л на лучистый поток тепла В за-
висимости от конструкции двигателя и заряда, а также от приро-
ды топлива особенности процесса теплообмена проявляются в раз- ’
нои степени, что необходимо учитывать при Построении расчетной
модели но определению параметров теплового потека.
Так, в проточных зонах камеры и соплового блока РДТТ дви-
жение продуктов сгорания обусловливается перепадом сил дав-
ления вдоль тракта двигателя. Поэтому в них возникает режим
вынужденной конвекции. В камере РДТТ могут существовать так-
же застойные зоны продуктов^сгорания.^ Это обычно области пе-
коэффициента теплоотдачи и разности температур между продук-
менеиию теплового потока в направлении элементов конструкции
7.2.	РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ КОНВЕКТИВНОГО ТЕПЛООБМЕНА
базируется на теории подобия явлений. При применении этого
метода удельный тепловой поток определяется по уравнению Ныо-
циент теплоотдачи; Гст'—температура поверхности стенки, вос-
рения твердого топлива при постоянном давлении (изобарическая
температура Тр), равном давлению в камере двигателя.
РДТТ с удовлетворительной точностью.
Для вычисления коэффициента теплоотдачи применительно к
Nu=0,)192G'	,-‘1’ г .и '	П0-

температур продуктов сгорания и поверхности стенки, воспринима-

Безразмерный комплекс L)d учитывает влияние на процесс
теплообмена формы внутреннего свободного объема двигателя.
Уравнение (2.110) справедливо для глухих каналов, длина ко-


Nu=0,0162 Ре0*82 (Тр/Гст)®.’5,
(2.111)


jJUeOOWe'	1	® !W)
;[	—'"j ' ) и- —'ч ;
=Я(о?в °j”o?a.teIMa в ₽авове крит'° ’ е л ’ m 4
В формулах (2.112) и (2.113) физические параметры продук-

Nu,=Nu[l + (^)r]°-s	(2.114)

::.^м°йразом;ГОРаНИ"	Ньютона сле-
’ лзи»теР™7тТЛтТ'РаТУР Т°РМГ««'« рабочего тела и стенки
бочего	амад Ют Разностью удельных энтальпий ра-
оочего тела i0 при температуре торможения потока и ябпяпии
теплозащитного покрытия ia6 при температуре поверхности абли
рующего элемента; при этом разность )U.a“EZ
габ) относится к удельной теплоемкости продуктов сгорания сп
телаП(Х™С)/с“ ДаВЛеНИИ И ПрИ темпе₽атУРе торможения рабочего
то B6avB°MaZ,B“,TT° коэФФш«™та теплоотдачи, не учитывающе-
теплоотдачТ“м назь,ваемып эффективный коэффициент
hotIkt TenfEbZ Равн=™ Ньютона для удельного теплового
Хй’пр^Е внД ДИКТВ"Я ТеИОВОРО ГОТОКа <= a^py*>№«
“ **"»“««• теплоотдачи г „ является функци-
ей коэффициента теплоотдачи а, не учитывающего аффекта вдува
массы, относительной молекулярной массы вдуваемого вещества
Относительная молекулярная масса вдуваемого вещества
равна отношению вдуваемых молекулярных масс ц„ а продукте"
стороння ТОНЛИВа цп.с	>	'
SmZZnj, “J58™6 ₽ДТГ для »РЫ продукта а&япни тепло-
защитных покрытии - продукты сгорания Твердого топлива в свя-
зи со сходством их составов чаотосприиимают (r,4= i,o. При необ-
ходимости ц,, находится более топко Путем соответствующих тер-
модинамических расчетов	гиующих тер
Параметр переноса В определяет соотношение тепловых ха-
рактеристик рабочего тела и аблирующего материала с учетом
его скрытой теплоты абляции, и выражается соотношением У
С|>еДаЯЯ >дельмя Теплоемкость яра достоянном дав-
...С||1,,[, раста(1т;л|(шя во средней температьре 7' (Т -1-7' )/2-
дм-температура абляции материала; Г, начальная температу-
ре еооируюшт, момента; c„s--удельная тсцлоемкооть абларую-
®ем материала; <2 « — скрытая теплота абляции материала. Р
Окончательно уравнение Ньютона в случае взаимодействия
gnwiaos сгорания с аблирующй поверхностью запишется так
на рис. 2.12. Если цпл=1,0 и 0.2-
7.3.	РАСЧЕТ ТЕПЛООБМЕНА ИЗЛУЧЕНИЕМ
(2.117)
двигателя; еп.с — степень черноты продуктов сгорания;^/’,; — тем-
ч ч i i I I чн I II I и > , I к 1,1  I , |ie ! i ЧЮ I-limy луча и'темне-
8Н,о=0,7.10- Он,О/)0'6 Р* (Гк/100)-’>0;
600.= 1,6- 10-Осо,00-м(Гк/100)-<>.5,
(2.118)
сти от отношения Lid приведено
7.4. СУММАРНАЯ ТЕПЛООТДАЧА ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ



аоборот — расход рабочего тела постоянен,
Изменение лучистого теплового потока в основном зависит от :

В камере двигателя температур
ра продуктов сгорания практически^
У Характер изменения суммарногсара
характеру изменения его конвективной^составляющей, так как ин-
ТЯГОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
гивных данных РДТТ, параметров рабочего процесса’и условий
8.1. ТЯГА И КОЭФФИЦИЕНТ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ
;-ил, действующих на внутренние поверхности^ двигателя при исте-
>апише сХ выражениями <2-59) и (2-62),У₽то формула для тяги
(2.122)
^ножитель в квадратных скобках формулы (2.122) представляет
рбой безразмерную величину, называемую коэффициентом
(2.123)
Коэффициент тяги характеризует увеличение тяги двигателя по
Ния расширяющейся части геометрическогохопла.Д ПР
Значения коэффициента тяги двигателя в пустоте •
Fa	k							
	1,12	1,14	1,16	1,18	1,20	1,22	1,24	1,26
1,0	1,231	1 933	1,235	1,239	1,242	1,244	1,246	1,249
1,21	1,314	1,315	1,316	1,318	1,321	1 .2:22	1,323	1,325
1,44	1,374	1,374	1,375	1,376	1,377	1,377	1,378	
1,69	1,424	1,423	1 422	1,422	1,422	1,422	1,421	1 421
1,96	1 465	1,463	1,462	1,461	1,460	1,459	I 458	1,457
2,25	1 509.	1,498	1,497	1 495	1,493	1 490	1,488	1,48$
9. 56	1,534	1,530	1,527	1	1	1,522	I 518	1,514	1,512
3 9.4	1,588	1,581	1,576	1,573	1,569	i .о! ;4	1,558	1,555
4 0	1,632	1,624	1,616	1,613	1,607	1,600	1,594	
5,06	1,678	1,668	1,659	1,653	1 646	1,638	1,630	
6,25	1,717	1,705	1,694	1,687	1 678	1,668	1,660	1 652
7,56	1 749	1,736	1,724	1 716	1,705	I 69 4	I 684	1,674
9,0	1 778	1,764	1,750	1 740	1,728	1,716	1,705	1,69!
j I j	•)	1 804-	1,787	1,772	1,762	1,749	1,735	1,723	1,712
19 95	1 89.6	1 80Q	1 792	1,780	1 767	1,752	1,739	1,727
1 1, (Mi	1 846	1,828	1810	1,797	1,782	1,767	1,753	j .. 7- i 1
16,0	1*865	1,845	1,826	1 812	1,797	1,780	1,766	: ,75?
18,06	1,881	1,860	1,841	1 826	1,810	1,793	1,777	1,763
20,25	1,896	1,875	1,854	1,839	1,821	1,804	1,787	1,773
22,56	1,910	1,888	1,866	1,850	1,831	1,814	1,797	1,781
ini	1,924	1,900	1,877	1,861	1,842	1,823	1 806	1,789
30 25	1,947	1,922	1,898	1,880	1,860	1,839	1 21	1,804
36 00	1,968	1,941	1,916	1,896	1,875	1,854	1,834	1,816
42 2~>	1 986	1,958	1,931	1,911	1,888	1,866	1,845	1,826
49,0	2 003	1,974	1 '.'I1'	1 924	1 900	1,877	1 . S.'r.'i.	1,836
56,25	2,018	1,988	1 : i5' ।	1,936	1,911	1,887		1,844
64,0	2,032	2,000	1,970	1,946	1,920	1,890	i iS75:.	1,85!
72 25	2,044	2,011	1,986	1,956	1,929	1,904	1 880	1,858
81 0	2,056	2,022	1,990	1,965	1,938	1,911	1,887	1,864
<i(i 25	2,067	2,031	1,998	1 .072	1,945	1,918	1,893	1,870
100,0	2,076	2,040.	2 007	1 980	1,952	1,924	1,899	1,875
225,0	2,149	2,106	2,066	2,033	2,001	1 968	1 94 Г	I .01 ;
400,0	2,194	2,146	2,102	2,066	2,028	1,994	1,961	1,932
625 0	2 227	2,175	2,127	2,088	2 049	2,011	1,977	1,945
900 0	2,253	2,197	2,146	2 105	2,064	2,024	1,988	1,955
1225 (i	2,272	2,214	2 162	2 118	2,075	2,034 •	1,997	
1600 0	2,288	2 229	2,174	2 129	2,085	2 042	2,004	1,969
2025’0	2,302	2 241	2,184	2 138	2,092	2,049	2,010	1,974
2500,0	2,314	2,251	2,194	2,146	2,099	2,053	2,014	1,978



I ДУКТОВ сг0Рания слабо зависит от ор-
Ря>р“ р„=в„ в.<а. рИМ влияние длины закритической ча-


Проанализируем, как изменяются
при изменении длины закритической части сопла и при постоян-
ном секундном расходе продуктов сгорания. С увеличением L34im
возрастают площадь выхо I........ сечи ия (-,п и / и u п, , ,ё-
чения продуктов сгорания wa. Но одновременно возрастает отри-
цательный член тяги pHFa, и убывает давление на срезе сопла рп,
что уменьшает тягу. При таком противоречивом характере измене-
ния величин, от которых зависит тяга, должен существовать эк-
стремум функции Р=Р(Ь3йкр) или функции Р=Р(ра), так как
ме^ду ра и £закр существует однозначная зависимость.
Чтобы найти условие экстремума, продифференцируем форму-
иением сохранения массы m = FaQawn, а согласно уравнению Бер-
нулли dWaldpa	—l/(onZ0„). В результате будем иметь
^величина ра изменяется), то условие экстремума функции
w'z*	ларак.ера экстремума находим знак второй
п=нои ° dpa ' ДиФФеРенци'РУя 110 Ра соотношение (2.131),
Поскольку величина dFJdp,<0, гак хак сиедае «акрнгнчвко»
части сопла уменьшается при увеличении ра и наоборот, вторая
производная в точке экстремума отрицательна, что соответствует
максимуму функции. Итак, существует оптимальная степень рас-
ширения сопла, при которой тяга и удельный импульс при нали-
чии давления окружающей среды имеют максимальное значение.
При этой длине сопла ра=рн. Такой режим работы сопла называ-
Если сопло работает с недорасширением	то в ®том
8.4.	ВЫСОТНАЯ И ДРОССЕЛЬНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
Зависимость тяги и удельного импульса тяги от давления ок-
...15%. С повышением давления в камере сгорания уменьшается
P=KrF^p,-Fpp„.	(2.134)
В уравнении (2.134) все величины, кроме рк, постоянны, так как


Рн
Характер изменения удельного импульса в функции от давле-
ния продуктов сгорания в камере двигателя определится из анали-
за формулы (2.130), которую представим таким образом:
Зависимость (2.135) представляет собой уравнение гиперболы,
имеющей асимптоту, линию, параллельную оси абсцисс. Характер
изменения удельного импульса в зависимости от давления в каме-
ре представлен на рис. 2.16. Удельный импульс при работе двига-
личением рк удельный импульс возрастает. При разных значениях
наружного давления характеристика /y=f(pK) представляет собой
семейство гипербол.
Сформулированные выводы справедливы для бесскачкового
режима работы сопла. Интенсивность падения удельного импуль-
8.5.	ЗАВИСИМОСТЬ ТЯГОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ОТ НАЧАЛЬНОЙ
ТЕМПЕРАТУРЫ ЗАРЯДА
Степень влияния начальной температуры заряда на тягу и
удельный импульс различна. Из формул тяги (2.126) следует, что
с изменением температуры заряда меняется только величина дав-
ления продуктов сгорания. Поэтому изменение тяги и изменение
начальной температуры заряда можно представить соотношением
Крп — ^а[ря/(Л)л]
В выражении (2.136) первый^ сомножитель существенно изме-
У ВлиянйеРначальной температуры заряда на удельный импульс,
как это ^следует из формулы (2.129), проявляется через давление
ряда может быть представлено в виде
(/yW(/yk.=^(XpW(/Cp)re	(2-137)
изменении температуры заряда. Коэффициент р учитывает йзме-
8.6.	ПОПРАВОЧНЫЕ ФОРМУЛЫ ДЛЯ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ
где Kp^bF^(k,Fa}+FapJpK.


‘.airiioo и BHHBdoJO adawBM a ndaxou эняоь-иах хсмЛяхэхЛэхо

И1ГИ ОЛОМЭЭНИХЭЙОЭХ 0J9 J.0 B34L'XlIWH OJOH4iratfA ННИЬИГГЭЯ ИОНЧЬ'В
-ad аиьиггю xoLfcndaiMBdBX илвх вэчггХиии охончиэяЛ Hdaxou
(мгг'
+ i-i— I-'- yl
иээки ‘(gers) вЛечь'оиэи и	Birff июониэияве

эинаиявН мвя xbj эоннаяэом —. hoebj эинэ1гяв1Г Eadah и
aoHHaaiotfadoouaH эинвиггя Xaux вн хэвямевяо *j вниьии-эя ‘(дзгз)
-atfadiio онжон OHHaKHh-QHdu	rjonroflCHodii эинэьвн£
пустоте к идеальному, вычисленному при тех же значениях давле-
ния в камере сгорания РДТТ и степени расширения сопла.
Потери удельного импульса тяги, связанные с незавершенно-
стью химических реакций и неравповесностыо течения продуктов
сгорания, называются химическими потерями. Их величи-
на невелика (0,2 ...0,3%).
Тепловые потери удельного импульса определяются за-
тратами тепла на нагрев стенок камеры сгорания и сопла. Для
крупногабаритных двигателей со скрепленным зарядом и теплоза-
низкой температурой, о этих условиях
и состав продуктов, истекающих из двигателя. Таким образом воз-
алов и бронепокрытий и уносом их продуктов сгорания. Величина
этого вида потерь удельного импульса составляет 0,5... 1,5%-^

продуктов

2.8^4,0%-и	неравновесное расширение двухфаз-
ванных частиц в расширяющейся части сопла могут достигать

ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ И РАСЧЕТА РДТТ

ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К РДТТ
КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ


9.1. ЛИНЕЙНЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ КЛА







нагрева и массы теплозащиты конструкции КЛА. Чтобы умень-
шить кавитационные потери необходимо КА выводить на орбиту
за меньшее время, т. е. с большими ускорениями. РДТТ может
озюю Те” обес"е™ть реализацию данного требования.
Я* ” ' “ соответственно возрастают «проивданае атмо^
сферы, аармадаюиети, нотерп „ 1И).„ W	„
кд“»я „Д	РЧЖгрсиц в придаем выведения
„ Пя ,б «™ Реализуются при операциях их ШмИигр сиасе-
гаигаХ, га	Действуют очень МЗЛОС ВрвМЯ И 1К Зна-
нения могут доводиться даже для экипажей до га=15 20
о. При проведении низкоэнергетических операций в космосе
ВСТре™ И »СТЫКОВКИ КА’ значения перегрузок обуслов-
ливаются реакционной способностью человека, быстродействием
ф якц о в н я е н систем I требованиям высокой
точиостн исполнения операций. Анализ задачи встречи КА на ор
бите показал, что для операций подхода n=0,05„. 1 небольшой
о * ррр'^х
Ра6°™ " ’	иейшлх перогриок в
ианааие	20 Для РДТТ реактивных систем управления
».2. ВРАЩЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
ор щ е осуществляется для его стабилизации в процессе
направ ления П°Лета С ЦелЬЮ П0^еРжания требуемого
направления оси КА и вектора тяги реактивных я™™»™ ,,.........
)ИЙ и орбит, для выравни-
<А и создания на нем ис-
Большие скорости вращения КА оказывают-МЛШИ на балм-
стичсеше и конструктивные параметры РДТТ. Под действием
центробежных сил происходит деформация аряда ТРТ, 5SSE
маденсаровтиных ч стдц продуктов спурааи топлив, ,
S, п™о?“ИЯ зарада' зоззвкзет вихревое движет» рабочего те-
ла относительно продольной осп двигателя, уменьшается эффек-
тивная площадь критического сопла.	V
шепие давления в камере двигателя, изменение'расходных
Ргп\ЛДРеМеННЫХ паРаметР°в РДТТ. Соответственно возрастает
его масса конструкции и теплозащиты.	Р

IdX BaHdsa^oJOHOii’uai и BaadaoeBd
-laBAJidiBKoXtfadii оявшЛ) ‘внжоиеояэн ииНвеии-^эла ввнюшоэду



ojOHiaMBd ojovdaai KHHBdoja luxKffodu Htfd ей эипкявмэхэи
idi KHHVdOJo aoiMxxrodu 1гам¥Ф те
“2?“ ™ЛОВОа " Ммте°в «=Р-™за»«» пр..-
PSmS'wF”pS™“	=™»н.ге „а
Г " Т| . Г1Т' 1  *
необходимо применять специальные ТРТ и тчп «
". п1,,,1,,,1 ,,..................... '	''	1
ВЛИЯНИЕ УСЛОВИИ КОСМОСА НА ТРЕБОВАНИЯ К РДТТ
и ЕГО КОНСТРУКЦИЮ
=ЖхН=ет^»~-;Г“
Ё=;=:-г~==гЬ
10.1.	НЕВЕСОМОСТЬ
•Л	''I,'
При свободном Фэлете ДА ПО орбите «» *®> Действуют толы«>
силы гравитацшо При этом КА и вес тела в нем непрерывно дви-
жутся (падают) к центру тк#И W« небесного тела с одпна
новым ускорением, равным соответствующему ускорению силы
тяжести В результате часта КА и тела в нем не создают взаим-
X давления друг на друга. Возможные опоры вое время ка«
«ы «ускользают», и вес тела (давление на Онору) исчезает. На
борту КА возникает явление невесомости.	илтт
Невесомость создает ряд инструктивных проблем для РД 1
Основной из них является, как и для ЖРД, проблема пода и[Жид-
ких компонентов в агрегаты жидкостных систем запуска, регули-
рования и отсечки я двигателя. Для этого наиболее часто ИС
"""принудительные механические устройства вытеснения лто
„ей из емкостей хранения, надувные мешки, подвижные диафраг-
""’'устройства, пришит действия которых основав на цепользова-
НИИ сил поверхностного натяжения жидкости.
РДТТ также требует специальных конструктивных мер (герме-
тичных объемов) для обеспечения надежного воспламенения заря-
дов ТРТ пиротехническими средствами запуска двигателей.
10.2.	ВАКУУМ
Земля и ряд а»ГИХ1«»есньи тел, .(Марс, Венера и т. Д.) ОВД
яеиь атмосферой, давление которой с высотой уменьш ется Д я
Земли уже на расттояннн 75 км оно составляет всего 10 Па а на
высотах свыше’7Г0 км наблюл ется J о е ( ₽ея енне (вч у
ум), при котором газовые частицы практшески не сталкиваются
ЛРУВакуум способствует ЯКМИсданому испарению жидкостей, суб
дгнмащш и взаимной дпффу « твердых « [Герилов утечке газов
и жидкостей из емкостей, возянкновенНЮ электрических пробоев
В ’п?р”2рХк“₽ДТТ эти факторы оказывают существенное,
влияние на конструктивные решения систем двигателя, выбор а
мвдма на полимерные материалы, 1«=ь,х изго-
тавливаются корпусы, сопла и ТЗП двигателей, придаюк суще-
ственной потере массы е поверхностен, появлению трещин в эле-
ментах и снижению их физико-механических характеристщ.. С д
лью предотвращения этих явлений изделия из неметаллов покры-
вают пленкой из веществ, стойки, К оуШЮИЩИ,
Особое внимание уделяется воздействию вакуума на твердые
ракетные топлива. Испарение и диффузия хомионенц.в ТРТ вызы-
вают изменение состава и физического состояния Заряда тоВДИва-
ХТте«“рЖ
ставить до 1’1<Р т/см- в-««, с нарушением структуры поверх-
костного слоя заряда на глубину 0,5 см. Это обусловливает сни-
ние скорости его воспламенения. Основной мерой предупреждения
этих явлений является герметизация камеры РДТТ.
Интенсивное испарение обычных смазок и потеря металлом
газа под воздействием вакуума приводит к значительному возра-
РДТТ). С целью исключения свариваемости элементов на двига-
телях применяют специальные твердые смазки с малой интенсив-
ностью сублимации (графит, окись свинца и др.) или изготавлива-
ют трущиеся детали из «самосмазывающихся» материалов (сели-
нитов, молибдена и др.).
Основной конструктивной мерой по сохранению запасов газа и
жидкости на борту РДТТ в условиях вакуума является тщатель-
ная герметизация соответствующих емкостей двигателя.
10.3.	КОСМИЧЕСКАЯ РАДИАЦИЯ
В космосе наблюдаются: космическое радиационное излучение,
обусловленное вспышками далеких сверхзвезд, и излучение, по-
рождаемое вспышками на Солнце. Космическая радиация по со-
ставу представляет собой потоки заряженных а-частиц (ядер ге-
лись устойчивые обширные зоны интенсивной радиации, где вдоль
магнитных силовых линии непрерывно, возвратно-поступательно,
от полюса к полюсу движутся заряженные частицы. Зоны ради-
км. Области над магнитными
В земных условиях космические лучи не представляют опасно-
сти, так как они полностью экранизируются атмосферой и магнит-
разрушающее действие на микроструктуру земных объектов. Осо-
бо опасна радиация для полимерных материалов, ракетных твер-
дых топлив, а при длительном воздействии и для таких материа-
лов, как молибден, вольфрам и т. д.
но вызывает увеличение скорости горения ТРТ и показателя v
закона скорости горения топлива. В результате последнего увели-
чивается чувствительность ТРТ к изменению давления в камере
114
УЧ10бы избежать влияния радиации на твердотопливные РД и
КА в целом, применяются'меры эксплуатационного и конструктив-
выбираются рабочие^орбиты КА вне радиационных поясов
КА выводится на межпланетные и высокие орбиты через про-
при необходимости на КА устанавливают радиационную за-
целесообразно РДТТ компоновать внутри КА.
10.4.	МЕТЕОРИТНЫЕ ПОТОКИ

оказывать силовое воздействие, приводящее к возмущениям
полета, которые в ряде случаев помогут быть парированы сило-
Против механических разрушений, вызываемых метеоритами
могуч -применяться экраны из металлов или органических матери-
алов. Наиболее эффективны экраны сотовой и вспенивающей кон-
струкции. Эффективность комбинированных экранов может дости-
экрана на площадь гарантированной за-
щиты» 8,5 »г/яа, Очевидно, целесообразно применять единые экра-
яы метеоритной и радиационной защиты и при зтом осуществлять
вшнту бортового. ЖЯТГ, размещая его внутри КА.
ТЕПЛОВОЕ ВОЗДЕИСТВИЕ В УСЛОВИЯХ КОСМОСА
' \TBOe воздеиствие на РДТТ и КА в космическом простран-
стве обусловлено лишь явлением теплового излучения небесных
1	' '	1 "	111	' 'Р I ||	|( ,	,	, , , |1И ( ,,
”afpeBa освещении и , ,	)	, , ,	,	, ,
резких перепадов температуры по объему КА, в том числе РДТТ
п?пХ7е1ЯеТСЯ ИХ вращение в полете- В особых случаях устанав-
ливаются теплоотражающие экраны, которые могут совмещаться
с экранами радиационной и метеоритной защиты КА.
ЗАДАЧИ И ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО
РАСЧЕТА КЛА С РДТТ
11.1. ЗАДАЧИ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО РАСЧЕТА КЛА С РДТТ
„ п,п8?0лее существенной задачей «алдастпческого расчета КЛА
с РДТТ является обоснование массовых и тяговых параметров
1 '	1	1	11	11	' I Н г !	,	,, ,
работку. Задача решается комплексно. РДТТ рассматривается как
подсистема космического летательного аппарата определенного
назначения. Соответственно искомые параметры РДТТ определя-
ются в результате оптимизации характеристик КЛА, его рабочих
орбит и траектории, выхода на эти орбиты по критериям эффек-
тивности, стоимости и времени разработки. При этом исследуется
большое число возможных вариантов решения задачи. Сокраще-
ние числа расчетных вариантов достигается путем последователь-
ного применения как упрощенных, так и сложных математических
задачи- Основой первых оперативных приближений слу-
жат сравнительно простые формулы и статистические данные ко-
главные связи межДУ массовыми и тяговыми
параметрами КЛА и его силовых установок. В частности ниже
1)аопМттРеН МеТ0Д пРедваРительн°го баллистического расчета КЛА
с РДТТ, основанный на:	н
гпх»Г^ТаВЛеНИИ цел?вог2 космического объекта в виде полезного
груза соответствующей субракеты;
замене результатов траекторных расчетов эквивалентным зна-
чением характеристической скорости для космической операции;
полезного (цел г ) груза КЛА тп.г;
11.2. ВИДЫ И ПАРАМЕТРЫ ПОЛЕЗНЫХ ГРУЗОВ КЛА
типу Р^°че^ орбиты (или^траектории)^ и принадлежности к ча-
метров полезных грузов (массу, габариты и т. д.) и значения по-
автоматические целевые КА; У Р Д
орбитальные ракетные блоки (ступени) и транспортные аппа-
ты) и т. п. Масса действительного ПГ и параметры его точки₽вы-
ведепия на рабочую орбиту являются основными факторами, обус-
ловливающими значения суммарной характеристической скорости
для космической операции и стартовой массы КЛА в целом.



' 11.3. ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ
ОПЕРАЦИЙ И ПОЛЕТОВ




Выражение Биквадратных скобках имеет размерность м/с н 1
~	-f-a(pa-Pll)/m\.	(3.3)
Р=туэф.	(3.4)




При этом расчетные зависимости упрощаются, так как эффек-
чения рабочего тела из двигателя: ®эф=а>а.
тела двигателя; Тк, рк—температура и давление в камере двига-
теля; Та, ра — температура идавление на срезе сопла двигателя.
I cmieneii PH	2100 ...2600 Н-с/кг;
II ступеней PH	2600... 2900 H • с/кг;
III ступеней PH и всех субракет КО 2700... 3000 Н • с/кг.
Ш ннпп .1 < II I .мм мл I Mill геля i массе его заряда (а=
циенты конструкции существенно ^влияют на массовые^параме^ы
го^процесса двигателя, а также совершенством конструктивных






стают пр дюише аТеречвь! ’ «‘°Р“',Г” МА BJ’pa
xz	Та
•	« т » Р ада я^д 8 н я Р к » ♦ средв
мржТйпт ТЬ штють "вев г ’ьш » S* W гак
СТСМЬ, УРР вде™ B“SSXX\XT°B “ "р"в»Тсп.
«»=Чв «»»ИС Изметев«4ймТвТ? «*™и и его
ност°ТТТ^
ЧР«е о «« 4,5*	’ вюраяршт»
критериев, например по критерию ми= «баллистических
массы КЛА.	р рию минимум общей стартовой
ES-aaS==Ss“
1ПШПН1. Пт.,- е™?я »««вж»ото фтпюио,

Допустимыми	е
так. чтобы де AMyS’i\Tn»Smm	KA
мендации по пеоегпучкпм тгил *'ышения- Соответствующие реко-
смотрены вышеРТовс”ЖТ,ГЗЛ”’ЯКОГ° в.азяа’ея"» быдд’рас-
РДТТ КС. ТаТТЙТ "ртйТТ’б» “ре мв яа«« к
в  с . :т=51“~“р-
этомев рЯасче?ахЛслНедуе? ?Х!ьзовЬатьсяРщРУЗ°К С^бракет КЛ^При
" рдтт - -о 
КЛА с РДТТ является ।



число его двигательных установок и элементов. В^резуль-
ная. В целом она требует решения общей задачи полета КЛА, уче-
' '''Г'"1'. J С||','|'|'П .У'

/


0,540-0,075 =2,46’
00 in 2,46 = 2290 М/с;

12.2. РАСЧЕТ МАо^ОВЫХ И ТЯГОВЫХ ПАРАМЕТРОВ РДТТ
Методика расчета параметров РДТТ одноступенчатого КЛА
строится на рассмотренных выше зависимостях, которые определя-
ют связи между энергетическими, массовыми и тяговыми парамет-
рами космического аппарата и его двигательной установки.
Исходными данными для расчета РДТТ служат:
стартовая масса КЛА та или масса его полезного груза ягпг
характеристическая скорость космической операции
эффективная скорость истечения рабочего тела
'I 1 ' "	1 1 1 ' ’I- - , .14. г к . I ,ю'й (или начальной)
линейной перегрузки КА nXro..(nY0)	сальном/
РДТТ рас.
Д^?™ИаТконёЗ	полагаем е=0,075;

Z = 1/(Xто X = (1 — Ze)/Z = (1 — 2,24-0,075)/2,24 == 0,371.
m„.r = X/n0 = 0,371 1000 = 371 кг.

12.3. РАСЧЕТ МАССОВЫХ И ТЯГОВЫХ ПАРАМЕТРОВ РДТТ
Методика расчета РДТТ субракет многоступенчатого КЛА по
суб^акеты КЛА^ р У д J Р >	'	.
РДТТ каждой субракеты КЛА.


^значения коэффициента конструкции J каждой i-ой субракеты
линейной перегрузки пх I101If (пх oj) каждой i-ой субракеты КЛА.
Величины /у, в, пх для каждой субракеты КЛА в первом при-
ближении могут выбираться на базе соответствующих статистиче-
ских данных по отработанным образцам КЛА или исходя из име-
чет КЛА.	₽	Р Р РУ Р
субракет КЛА	" Р	P

Z=exp(Vrx/w9$).

где а>8ф к — эффективная скорость истечения конечной субракеты
Решение имеет физический смысл только при 2>0 и х<
<(шаф {/шэфл).
выполнить поставленную передним транспортную задачу. Напри-
мер, современный уровень развития ракетных твердых топлив.


' Так^учтя, что для одноступенчатого КЛА ш>Эфй=ге>аф1, урав-
Если подставить это значение х в общее уравнение для то

2ДУх/=Ух.
7) Находятся стартовые массы субракет КЛА.

КЛА ведется идентично соответствующему расчету "параметров од-
8) Относительная масса топлива РДТТ₽субракет

10) Масса конструкции субракет







13.2.1.	Связь общих параметроВдЗа^яда с тяговыми параметрами
го импульс?тяги РДТТ%тоследует из их физической связи и на-
глядно показывается путем элементарного преобразования выра-
Ж Привередник по времени т значениях тяги Р и расхода топли-

В последнем выражении делитель правой части— удельный им-
.	..	(3.13)
Вместе с этим масса заряда не дает фактически сведений о зна-
чении тяги Р и времени работы т двигателя; она определяет толь-
ко величину их произведения Рт. При постоянном значении мас-
сы заряда, чем больше тяга РДТТ, тем меньше время его работы
и наоборот. Значения тяги РДТТ, прихода и расхода рабочего
новиом, другим общим параметром заряда ТРТ>—его поверхно-
выражений тяги Р=тгоэф и прихода рабочего тела map=SuQr-,
допущения, что существует приближенное равенство прихода
(скорости горения, плотности топлива и эффективной” скорости ис-
и подтвердить: поверхность горения ТРТ S обусловливает значе-
ния тяги РДТТ, прихода и расхода его рабочего тела двигателя
$ — S — mup, S—*m.	(3.14)
5 Аналогично доказывается и тот факт, что время работы ВДрТ
ном во.зможных значений. Следовательно, т определ’яется фак-


е )	"арабов заря£а ТРТ О”” S'
и тяговых параметров РДТТ (/ш. Р, т). Р	Р
13.2.2.	Расчет условий заряжания РДТТ по исходным данным
в камере РДТТ рк. На этапе выбора твердого ракетного топлива
«=а*(л/10®)\
2)	Нахождение толщины горящего свода заряда ТРТ
геометрических соображений. Очевидно, объем заряда’ТРТ Ут=
13.2.3.	Расчет условий заряжания РДТТ по исходным данным
Данный вариант определения з.аряйания РДТТ может исполь-
ходных данных задачи. Р	Р Р°М ИС


Расчет параметров заряжания РДТТ: массы заряда ТРТ /пт,
•его среднебаллистической поверхности^горения Scp и начальной



Если в исходных данных приводится значение тяга РДТТ в

(/>«/10’)’.

В случае, если тяга РДТТ не постоянная, а должна в процессе
работы двигателя измени^ся^по^ соответствующей программе, то
етров заряда ТРТ. Р
13.3. РАСЧЕТ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ЗАРЯДА ТВЕРДОГО
РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

раметров РДТТ, высокую прочность и эффективную технологию
изготовления заряда^ТРТ. Предварительным этапом расчета яв-

говых и массовых параметров двигателя применяются заряды


печивают снижение перегрузок, действующих на КЛА в полете,
заряда становится необходимой при очень больших стартовых
; 1		|| выбор формы заряда ТРТ оказыва-
оптимальной аэродинамической формы КЛА; устойчивости рабо-
чего процесса в РДТТ, минимальной массы конструкции корпуса
двигателя, совместимости РДТТ с космическим аппаратом и т. п.
Геометрическими критериями выбора формы заряда могут слу-
ЖИ просительная длина заряда ТРТ, т. е. отношение его длины к
^геометрический’параметр заряжания %, являющийся отношени-
канала в данном поперечном сечении двигателя: k=Sx/Fx. Пара-
метр и служит геометрическим эквивалентом скорости потока ра-
°Чплотность Заряжания РДТТ — отношение массы заряда к объ-
“Критерии взаимно связаны: чем выше плотность заряжания
РДТТ, тем меньше при данном количестве топлива

щего снижения хпр приводит к увеличению диаметра канала
заряда ТРТ, а следовательно, к увеличению и его внетщгОрдиа-
тельной длины его заряда L. Очевидно, существует оптимальное
соотношение всех параметров, влияющих на форму и размеры за-

bin !>	' UM I i 111 ГР1 MI] L мется, i пвпым об
РДТГ, высокогГ прочности заряда ТРТ, технологичности изготов-

вает тепловую защиту соответствующих частей корпуса,°снижает
массу теплозащитных покрытий, улучшает коэффициент конструк-
тивного совершенства двигателя.
Этот тип заряда обеспечивает большое время работы РДТТ
д<^Штоплива₽ИМеИЯеТСЯ НЯ ВС6Х ™naX ракетных Двигателей твер-
ких условиях тепловых и механических нагрузощ допа
мену заряда РДТ Г и повышает оперативность коптрольн
? ™ дюга™е“' °да«о, вкладной заряд требует теплов'ой
„ащиты Всех поверхностен камеры двигателя специальными по-
крытиями, вследствие чего значительно ухудшается коэффициент
1	। |Г1 В ре-у ьгате, вкладной заряд
РД ГТ КЛДЯ В освдвном TOJ1^KO ДЛЯ небольших вспомогательных
13.3.2. Рас.ет .„рядов ТРТ с постоянной поверхностью горения
„ос Ю ’ ®"|Ь№С число зарядов ТРТси„,„й Поверх-
ностью горения. Из них в двигателях космических аппаратов при-
меняются заряды внутреннего горения, заряды торцового типа за-
ряды_с усложненными формами каналов, и внешних поверх-
Во всех случаях приближенный расчет пзва.уе-f.on 'Зарядов
строится в ггредположеиви- геометрического закона горения ТРТ
I СТОДНЫМИ Д.нни.ш 1 1	, , штаты ОП	тро
.заряжания РДТТ. Ниже представлены возможные варианты оас-
™адя'“''Т°*'<Л1'Х ФЧ>“ Ч>Ма Т₽Т С ВОСКЯШ1Я п>вер вестью
Одношашечный трубчатый заряд ТРТ, бронированный по тор-
цам. Исходными данными для расчета этого заряда являются ве-






«-секционный трубчатый заряд с бронированной внешней по-
верхностью. Исходны и in ш для расч «-секционного труб-
чатого заряда ТРТ (рис. 3.1,6) являются: общая поверхность
горения заряда SB, начальная толщина его свода еь число сек-
ций п и допустимое наибольшее значение параметра хтах.
В результате расчета находятся (рис. 3.1, б): диаметры заряда
и- его канала £»b di, длина каждой секции заряда Ц и величина,
зазора между ними /3, общая длина заряда
Расчетные формулы выводятся из геометрических соображении
при условии равенства начальной и конечной поверхностей горе-
ния каждой секции заряда ТРТ.
В процессе расчета последовательно определяются:




Параметр хпр.з для зазора между секциями принимается рав-
Заряд торцового типа. Исходными данными расчета заряда
торцового ш служат его поверхность горения S и начальная
толщина свода Без учета бронировки длина Ц и диаметр Di
заряда рассчитываются исходя из элементарных соотношений
и горения
работы Двигателя обусловливается обычно
' „	«"“Рованивм тяти РДТТ, ИЛИ ОГ-
перегрузок 1V1A. в ряде допустимых случаев заряд с
koh ZZZp" РаСЧеТ параметров заряда ТРТ, в частности, за-
НО &еТетХм°В„еоРсХдо5^^^^
~	wr °*™~
паеч™°Т„™данныт возможного варианта методики такого
масЛ тот Старт“вая “а“а космического аппарата т,
_ заряда ТРТ /пт, требуемый закон изменения тяги РДТТ Р=
рабочегоЛтела1>т₽УЗ“К	............ ск.. гг истечения
' т -	его газовая „ос гояааая Д. гзггвера, ура
’Л'доЛгГпдо коэФФ"«ие"т » закон скорости горенш
а (р/10 ) и плотность рт, начальное давление в камере двига-
теля рк, шаг расчета по времени Дт.	‘^мерс двига
паНй?Л°^о’0М ШЭГе раСЧеТа последовательно определяются.
1) Начальная масса космического аппарата
для 1-го шага т^т^т,,.
вададоТ’х2ЖГр=ЕГКг1 М в « W ™

© Масса израсходованного топлива за время Лт,
W Общая масса яараасеиоваввого топлива
6) Далее, в зависимости от требования задач® fcsrttaisl Или
Д, —const, исходя из известного уравнения расхода массы соответ-
сечения '₽ В1Ю1 * Т“У№ ЗИ,ад“ “°™ -<Р™чесХ
сечения сопла F*i или давление в камере двигателя р„,-
На первом шаге расчета определяются величины Д’,- или pKi
соответственно по предварительно задаваемым pKi или F#t
А________mxiRTK






КАМЕРА РДТТ








ментов. Обечайки и их части свариваются из листов или из тр,уб^
ливаются глубокой вытяжкой и механической обработкой ^схбд^

Сопловые блоки РДТТ КА выполняются с одним или несколь-
кими соплами. Четырехсопловый блок (с поворотными соплами)
устанавливается на РДТТ, если на него помимо основной задачи
создания маршевой тяги возлагается функция создания управля-
РДТТ систем аварийного спасения КА. При этом сопла могут
ной ступени в активном полете. Для создания отклоняющейРбО-
В РДТТ применяются сопла Лаваля, которые состоят из су-
жающейся^ части, области критического сечения и расширяющей-
ся части. Задача оптимизации контура тракта сопла связана с
обеспечением высокой энергетической эффективности РДТТ, мини-
мальных потерь энергии в сопле, минимально возможной ’массы
сопла, совместимости его с КА, сравнительно низкой стоимости и
ряда других требований. Соответственно в РДТТ КА используют-
ся сопла с профилированными и коническими контурами.
При фиксированном значении степени расширения профилиро-
ванное сопло по сравнению с коническим имеет меньшую длину
и массу. Однако коническое сопло технологичнее и дешевле в про-
изводстве. В силу этих достоинств и учета того факта, что контур
любого сопла РДТТ неизбежно изменяется в процессе работы
двигателя из-за уноса его теплозащиты, конические сопла во мио-
рдТ*^Учаях Успешно конкурируют с профилированными соплами
Высокая энергетическая эффективность РДТТ обеспечивается
’Ввором рациональной геометрической степени расширение сопла
пе^уни?	Ч6ра“т °на вить равна для
верхних—10...50 и более, что определяет значительную длину
новноР mZ"' “Х	с космическим аппаратом S
новнон мерой устранен»» ак,го недостатка является применение
утопленных или раздвижных сопел РДТТ.	Р
Степень погружения сопла в камеру двигателя может оцени-
Существуют конструктивные разработки РДТТ КА со степенью
утопленности сопла равной 0,15... 1,0. Для больших РДТТ свой-
ственны меньшие значения степени погружения в связи с сущест-
части укороченаР наР (30...40) %. Раздвигаются соплГпереТйпус^
отМКАИЛИ В° ВреМЯ 3™уска) Двигателя субракеты после отделения
Предложено несколько типов конструкции раздвижных сопел:
телескопические сопла с коническими и цилиндрическими гофри-
НИМ Иднутренн'им Расположением подвижных Дчастей раструба
тия раструбов, разработка уплотнений стыков и теплозащиты
14.3.	КОНСТУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ КАМЕР РДТТ
обеспечения высокой надежности работы, минимально возможной
ля. Основными критериями выбора материала служат его удель-
ная прочность (отношение прочности к плотности) оь/q, предел
прочности при растяжении щ>, модуль упругости Ё, рациональный
коэффициент запаса прочности <р и т. п. Удельная прочность ха-
рактеризует влияние материала на массу конструкции РДТТ, пре-
нагрузкам. Соответственно степень7 важности отдельных свойств
для оценки материала определяется величиной и характером на-
грузок, действующих на конструкцию РДТТ при его работе. РДТТ
первых субракет PH работают при высоком внутреннем давлении,
имеют большую относительную длину, в результате при разворо-
ционным осевым перегрузкам/для РДТТ верхних субракет, обыч-
J3o всех случаях, и особенно для РДТТ верхних субракет, при











спективе - непосредственно на Заряд ТРТ, н проИИ» его связую-
щимн составами в принципе снимает многие производственные ог-
раничения ла изготовление камер РДТТ любых размеров
,„п^;„юОТв ™Я!!Ующег0 материала (матрицы) для пластиков
используются различные смолы, в частности, эпоксидные и фе-
вольные. Эпоксидная смола имеет высокие технологические и экс-
я’>а’яяоя в« ячества хорошую адгезию к наполнителям, ма-
2.’”®.'**'" коксм“'1 остаток при разложении, допу-
скает переработку пре комнатной температуре, Обадно вти смолы
ХА Д” те',юРат'Рв 4-5 675 К Фенольные смо ш об-
ладают повышенной тенлостопкостыо. кратковременно могут при
№с. до температуры 3000 К, дают при разложен,,,, o'SeX
S2S> «ровный коксовый остаток (до 56%), дешевле эпок-
СИДвых смол. Однако фенольные смолы токсичны, процесс нх от-
оХЕ™ «°««>да»о проводить при высоком давлении. Вейлу
спеиифиноскя, свойств эпо, ситные смолы ч ,ще применяются для
' ' '  '  
г шес-гее ное влияние ,а евшетва масти, ов окнътаает на-
'' Т₽’шы В а,естве аР“РУ>« млтерйалов иополь-
ноте матер'шл®; ГиЯ" "Э СТ“Ла’ «-“«’“«и углеррд-
™	....—— V	армированной матрицей облада-
С металлам" повышение,, удельной прочно®».
Sob® ®В « W*«детве и дешевле- других лла-
одавиельяыиг ифбеявоЫм органопластика, например
войеТ' ЯВИЮТСЯ	стабиХость
СВОЙСТВ, повышенная ИЛаСТИЧНОСТЬ И вязкость. Одааяц, они имеют
нику» прочность при сжатии	однако, они имеют

волокна подразделяются на три группы:
не более 90%), угольные («С» 91 ...98%)
ж/a). Конструкционные углештайтики имеют низкую плоти
высокие значения удельной прочности в модуля упругости
свойственны высокая демпфирующая споайиеи. I Ши
н» ? Ооковныма ограничениями в даровом применении^,
штаб X, “	" ’''"""’сические трудности их и« ши
щтао производства и большая стоимость.
и™™"*™?; компе ТИИЗИНЫМИ Матерна ломи (ЙИ) для
м»™Я РДТТ ™таю™ пиролизные пластики, в которых
Э ™ "™,В ВВ"О,1ЯЛ1™ " углеродных стр,, тур КМ
’РМКРОВД»™» высокопрочной уйерод.
нои тканью^ с объемной структурой плетения (тес трехмерной
«ржжтатиеи волокся), позволяют соянвать относительно лейте-
сопловые блоки РДФт. без оишшх силовых оболочек. Подоб-
и 5 1 в снос св яств эффе тинных рз нов
нестойких. теплозащиткДх и конструкционных материалов,
14.4.	СИСТЕМА ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ РДТТ
Тепловая защита РДТТ’ оЫжчЯВВ® иредотвращетше нагрева
есущи элементов двигателя до температуры, р которой рез-
ко снижаются их прочностные параметры. Рационально подобран-
ная тепловая зашита позволяет существенно снизить общую массу
S=S, РДТТ. Защита корпуса и сопла РДТТ может осуще-
ствляться различными способами, в частности, путем радиацион-
ного завесНОго и транспирационного охлаждения. В основном же
силовые элементы РДТТ защищаются специальными теплозащ -
яыми покрытиями (ТЗП). Это позволяет сохранить главные до-
стоинства РДТТ: простоту и надежность конструкции, удобство
Все теплозащитные покрытия условно можно разделить на две
я-руппы: теплостойкие пассивные и аблирующие активные ТЗП По
влиянию- определяющему природу теплозащитных свойств, тепло-
стойкие ТЗП можно разделить на емкостные и экранирующие а
аблирующие —на сгорающие, коксующиеся и испаряющиеся (суб-
"ЛЙ*Теплофизические параметры ряда теплостойких ТЗП приведе-
ны В ТабЛ. 3.4.	ия гппгпб-
П^ипщш-действия любого	без раз-’
-бу5Й1^ибляцщ7)Л^Йст^1тЙ1 обладает большими тепло-
смкостью с, -ДпйГодностью X, тепературопроводностыо а и
температурой плавления Тпл (сублимации Ts). Оно применяется
® виде вкладышей, касок, которые равномерно прогреваются в
пройде Р РДТТ В 1 “ гве Ь,Тер 1 ° ™ "“ягод
^ГгугоЙ^к"™’ „=^ТфрТ«теР«о“Ц иногда '
ме ь Перспективными считаются покрытия иа освове гафния, таи
™Те”"°защитвое действие экранирующих ТЗП обусловлено их
низкой теплопроводностью. Материалам» этих покрытии служат
керамика, пиролитический графит, ШИИ, Тонкие слои и туга-
плавких окислов металлов (цирйЯМ,' алюминия к др.) применя-
ются для кратковременной ЗащитЩ стенок РДТТ, ппролазныи гра-
фит — в двигателях с большим временем работы, В качестве про-
межуточных х сев ТЗП используются нцзкотеплонроводные термо-
реактивные п*ММ* с неорганическими наполннтелямв, в !»сд®-
сти, асботекстолиты и стеклотекстолиты и т. п.	о
Сгорающее теплозащитное покрытие представляет собой твер-
дотопливную систему. Однако в составе покрытия нет металличес-


кого горючего, и соотношение компонентов неоптимально. Этим
твердым ракетным топливом в 3... 5 раз. Основное преимущество
сивной массы РДТТ. Очевидно, при определенных условиях второй
фактор ^может оказаться преобладающим и использование сгора-
Д ляетВ1ИоТоИ.И130?кг/м^.ИЗГОТ°ВЛ ° ₽





ТэбГс. ®1и1д™1х1“еталлов- Ракетная техника и космонавтика
14.4.2.	Элементы расчета ТЗП
защиты несущих элементов РДТТ переменны по длине двигате
Они находятся в зависимости от условий работы ТЗП и требо
ний, предъявляемых к нему. При этом определяющими факт >ра
являются: 1) величина тепловой нагрузки, 2) интенсивност. 'з
знойного воздействия рабочего тела двигателя, 3) необхо
степень постоянства контура сопла РДТТ, 4) масса покрытия.
||	in	।
ных схем. Ниже рассмотрены приближенные методы оцеш . i
раметров емкостного и аблирующего ТЗП.
Оценка параметров емкостного ТЗП. Параметры темпера-: >
го поля емкостного ТЗП, например, графитового вкладыша^ и
известных значениях температуры Тр, коэффициента теплое- iа
а рабочего тела и начальной температуры покрытия Т, moi
„быть оценены в следующем порядке [19].

, удельная теплоемкость с, коэффициент теплопровод-:
ссчитывается. коэффициент температуропроводности4
- водности Био и Фурь^ и вспомогательный параметр^:
омываемой рабочим телом [4] Р 1 пеРатУРа поверхности ТЗПО
4) Последовательно рассчитываются температуры йа внутренТи
”р"д”аВВ™Кер поверхностях покрытия и Т-, а танке е-<>
Д=|Ц+М7^Л
(3.,,
I 5) Находится количество теплоты, аккумулированное ТЗП, в
Оценка параметров аблирующего ТЗП. Основной задачей теп-
лового расчета аблирующего ТЗП является определение массовой
скорости уноса- покрытия та6. Соответствующие зависимости вы-
родятся из уравнения теплового баланса процесса взаимодействия
(рабочего тела и покрытия. При этом полагаются заданными для
рабочего тела его температура ТР, средняя (в интервале рабочих
температур) удельная теплоемкость (ср)ср и эффективный коэф-
Ьициеит теплоотдачи «.«, который учитывает все особенности
процесса теплообмена в РДТТ; для ТЗП: плотность Qae, удель-
ная теплоемкость саб, температуропроводность ааб, температура
й’аб и теплота абляции Qa6, начальная температура Л покрытия.
В этом случае приближенная оценка параметров^ аблирующего
(3.24)
— изобарная удельная теплоемкость рабочего тела при 1 -

, РДТТ
t ТЗП Ра“™тивается нн>6мдамая толщина

14.5.	ЭЛЕМЕНТЫ РАСЧЕТА ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ И МАССОВЫХ
ПАРАМЕТРОВ КАМЕРЫ РДТТ
ставляет важнейший этап процесса разработки двигателя. Он









1ется равным 7?скр= (0,3... I) D*.
таблицам, а в случае расчетного режима работы сопла — по урав-
(3.27)
5). Площадь среза сопла Fa и ее диаметр Da соответственно
£a=0,5(DK —Z)#)ctga,

где а —половина угла поджатия сужающейся части сопла. Она
щейся части составляет ZyTeL(0,2...2,7)£>*. В первом приближе-
нии рекомендуется принимать /y„=0,5D*. При этом отношение
Л,'= 2 ..Из123™,КК°“ сете""ях С01,Ла назна,ается
8) Общая длина РДТТ равна
9) Толщина стенки корпуса может быть определена по зави-
симости
8=<рркОк/(2^).	(3.29)
Для^сферического корпуса и полусферических днищ бсф = 0,5 б.
(3.30)
где Vi и Qi соответственно объем и плотность материала каждого





СИСТЕМА ЗАПУСКА РДТТ


система запуска должна оыть простои, высокоэффективной,
• безотказной, безопасной при сборке, хранении и тоаиспоотировке.

ся ^состав— боевой заряд» в первичный огневой импульс. Послед-





бу В поС™ ™0Г0 совеРшенств°ваная систем запуска РДТТ Р
<фввнвтельн“яеб^^'Х^!!°ХХ”’ ”щ™х ₽:аТТ "
ответственный
ZSZ ОнТсио“а"^ “™W«> - №₽пТаТсоп™
= "^=L=^aSri^“2±^
~~	“И—"V.V, рс1иигы И С ВЫСОКОЙ ВОСПРОИЗВОДИМОСТЬЮ папа
метров процесса запуска РДТТ.	Р -видимостью пара-
стики вЛоИсТпТ;₽Еитс“^а™ЫМ за РУбеж°м исследуются характери-
тивными веществами (Ж^катпп^^ жидкими химическими ак-
^Е=^==я=ЫЕ
ются высокой тепловой эффек^ост1юУХХТн^Хю 7™S’
ностью обеспечивать многократный запуск РДТТ п™ ^г,*П°С°°~ '
м=»екВе*ля рЖс^ИХ\ХХПЫС ™Ы НаЙдут ”Р-
==а==^=1=
шого диаметра (3"л?с™‘“> тил“ эласт»’иая трубка (Тр) неболь-
ществом (ВВ), например, гексЙомСилТоттоге»ом31>ЫВ,а™"
ся по оси канала воспламсняем^ зарЛа ТОТ с ^™^3"'1”3”’
"а зонный метр зРарХ ПоХМ
трубТГвв'уст^Х,3^^ с"вв наТ°различнуюОЛОб“а
в аарвд ТРТ, можно сравнит^ pt^Sa^»






Вторая формула может быть использована для расчета массы
иоспламеиителя при наличии истечения его продуктов сгорания из
РДТТ в процессе воспламенения заряда ТРТ. Так как при этом
реализуется режим интенсивной конвективной теплоотдачи про-
дуктов сгорания воспламенителя к поверхности горения заряда
ТРТ, то давление воспламенения снижается до предела рв = 0,2...
...0,6 МПа. Время работы воспламенителя тв обычно примерно
равно времени выхода РДТТ на заданный режим работы; для ма-
Л°0Г40а?и™ля м?вдыхВ=°’152 °’25 С’ Э ДЛЯ бэльших“'Св==0>30-