Материал из Википедии — свободной энциклопедии
К:Википедия:Статьи без источников (тип: не указан)
Твердото́пливный раке́тный дви́гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива; иногда неправильно пишется как «твёрдотопливный») использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель.
Самые ранние сведения об использовании твердотопливных ракет (китайских пороховых ракет) относятся к XIII веку. Вплоть до XX века все ракеты использовали ту или иную форму твёрдого топлива, как правило на основе дымного пороха. В период между первой и второй мировыми войнами начинается принятие на вооружение легких твердотопливных ракет на основе нитроцеллюлозных топлив. После Второй Мировой войны началось бурное развитие ракетной техники как военного так и космического назначения.
Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасностьК:Википедия:Статьи без источников (тип: не указан)[источник не указан 1898 дней], возможность долговременного хранения, надёжность.
Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД; как правило, больший уровень вибраций при работе, по сравнению с ЖРД, большое количество агрессивных веществ в выхлопе наиболее распространённых топлив с перхлоратом аммония.
Твердотопливные ступени никогда не использовались в советской и российской космонавтике, однако широко применялись и применяются в ракетной технике других стран. В основном это элементы первой ступени (боковые ускорители):
В ракетомоделировании используется 2 типа двигателей на твёрдом топливе. Первые — на основе дымного пороха (в Америке такие двигатели имеются в свободной продаже). Но обычно используют расплав или смесь калийной селитры ( или реже натриевой селитры) и углеводов (сахар, сорбит и декстроза) — это т. н. «карамель», она изготовляется самостоятельно. Ракетные двигатели обычно имеют сопло, но иногда делают и бессопловые двигатели. Их обычно изготовляют из картонных гильз для охотничьих ружей, в качестве сопла используется отверстие для капсюля.
В настоящее время существуют программы для расчёта характеристик таких двигателей. Наиболее популярная — «[www.nakka-rocketry.net/softw.html SRM]» авторства Ричарда Накки (существует и русскоязычная версия).
Топливо РДТТ американских межконтинентальных ракет состояло из смеси на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием (первая ступень), с присадками (связующего НТРВ (англ. Hydroxyl Terminated Poly Butadien — полибутадиена с концевой гидроксильной группой), улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда и смесью на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты (вторая ступень).
Ракетные двигатели твердого топлива - старейшие среди семейства реактивных двигателей - предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части - камера и реактивное сопло.
Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см2.
Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена всего несколькими секундами или даже долями секунды и редко превышает 1-2 минуты.
Вследствие этого такие двигатели нашли широкое применение в ускорителях, где необходимо получать очень высокие тяги в течение коротких промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях, имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого типа.
Применение РДТТ в качестве стартовых вспомогательных силовых установок на самолетах позволяет увеличить полезную нагрузку самолетов и сократить длину пробега при взлете.
С эксплуатационной точки зрения преимущество силовых установок с РДТТ заключается в том, что они всегда готовы для использования и не требуют заправки баков перед самым запуском, поэтому их применяют и в качестве основных двигателей на ракетных снарядах. Типичным примером может служить ракетный снаряд класса земля-земля.
Появились также мощные баллистические твердотопливные ракеты, которыми вооружаются атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистические ракеты на твердом топливе.
Кроме этих достоинств есть весьма существенный недостаток. После запуска двигателя горение обычно продолжается до полного выгорания топлива; при этом изменение тяги следует вполне определенному закону и не поддается регулированию. Однако теоретически возможно регулированием давления в камере прекратить горение топлива и при желании снова возобновить его. Горение можно прекратить либо продувкой камеры, либо гашением пламени специальной жидкостью. Возобновить же горение можно только при использовании нового заряда воспламенителя. В настоящее время осуществимо своевременное выключение двигателя, но осуществление повторного воспламенения все еще остается сложной проблемой. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь значительно меняться с изменением давления и температуры. Регулирование величины тяги РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.
В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах носителях, например, на ракете Титан.
Важнейшим элементом РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных вида твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидное топливо представляет собой твердый однородный раствор органический веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюозы и нитроглицерина. Увеличение содержания нитроглицерина в таком растворе повышает удельный импульс двигателя, однако, увеличивается и взрывоопасность топлива, ухудшаются его стабильность и механические свойства заряда. Заряды из коллоидного топлива применяются чаще всего в небольших двигателях.
Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества - перхлорат аммония, перхлорат калия и другие. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя, в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый полибутадиеновый каучук и др.
Вторым горючим чаще служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны. Для приготовления смесевого топлива в жидкое горючее-связующее добавляют размельченные кристаллы окислителя, металлический порошок и другие добавки, полученный состав тщательно перемешивают и заливают в специальные формы или непосредственно в корпус двигателя, откуда предварительно о
www.studsell.com
Ракетные двигатели твердого топлива - старейшие среди семейства реактивных двигателей - предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части - камера и реактивное сопло.
Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см2.
Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена всего несколькими секундами или даже долями секунды и редко превышает 1-2 минуты.
Вследствие этого такие двигатели нашли широкое применение в ускорителях, где необходимо получать очень высокие тяги в течение коротких промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях, имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого типа.
Применение РДТТ в качестве стартовых вспомогательных силовых установок на самолетах позволяет увеличить полезную нагрузку самолетов и сократить длину пробега при взлете.
С эксплуатационной точки зрения преимущество силовых установок с РДТТ заключается в том, что они всегда готовы для использования и не требуют заправки баков перед самым запуском, поэтому их применяют и в качестве основных двигателей на ракетных снарядах. Типичным примером может служить ракетный снаряд класса «земля-земля».
Появились также мощные баллистические твердотопливные ракеты, которыми вооружаются атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистические ракеты на твердом топливе.
Кроме этих достоинств есть весьма существенный недостаток. После запуска двигателя горение обычно продолжается до полного выгорания топлива; при этом изменение тяги следует вполне определенному закону и не поддается регулированию. Однако теоретически возможно регулированием давления в камере прекратить горение топлива и при желании снова возобновить его. Горение можно прекратить либо продувкой камеры, либо гашением пламени специальной жидкостью. Возобновить же горение можно только при использовании нового заряда воспламенителя. В настоящее время осуществимо своевременное выключение двигателя, но осуществление повторного воспламенения все еще остается сложной проблемой. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь значительно меняться с изменением давления и температуры. Регулирование величины тяги РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.
В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах – носителях, например, на ракете «Титан».
Важнейшим элементом РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных вида твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидное топливо представляет собой твердый однородный раствор органический веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюозы и нитроглицерина. Увеличение содержания нитроглицерина в таком растворе повышает удельный импульс двигателя, однако, увеличивается и взрывоопасность топлива, ухудшаются его стабильность и механические свойства заряда. Заряды из коллоидного топлива применяются чаще всего в небольших двигателях.
Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества - перхлорат аммония, перхлорат калия и другие. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя, в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый полибутадиеновый каучук и др.
Вторым горючим чаще служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны. Для приготовления смесевого топлива в жидкое горючее-связующее добавляют размельченные кристаллы окислителя, металлический порошок и другие добавки, полученный состав тщательно перемешивают и заливают в специальные формы или непосредственно в корпус двигателя, откуда предварительно откачивают воздух. Под действием специально введенных в смесь катализаторов связующее вещество полимеризуется и топливо превращается резиноподобную массу.
В ракетном двигателе, работающем на твердом топливе, топливо целиком расположено в камере сгорания в виде одного или нескольких блоков определенной формы, которые называются зарядами или шашками. Заряды удерживаются стенками камеры или специальными решетками, называемые диафрагмами.
Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.
Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение, у них площадь горения остается неизменной. Так получается, если шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Так получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.
В РДТТ применяется пиротехническое, пирогенное и химическое зажигание топливного заряда. При пиротехническом зажигании электрозапал поджигает пиротехнический воспламенитель, от которого производится зажигание основного заряда. Пирогенное зажигание производится от газогенератора твердого топлива, который, по существу, представляет собой небольшой твердотопливный двигатель. Для химического зажигания в камеру вводится химически активная жидкость или газ – пусковой окислитель, что приводит к самовоспламенению.
Плотность твердых топлив на 20 – 80% выше, чем плотность жидких топлив. Это преимущество твердых топлив отчасти компенсирует их более низкий единичный импульс.
В РДТТ топливо всегда тесно связано с кожухом двигателя. Поэтому отношение суммарного импульса I к общему весу двигателя GДВ (включая и вес топлива GТ) определяет качество двигателя. Оно связано с единичным импульсом IЕД и с комплексом D, представляющим собой соотношение веса топлива к общему весу двигателя, следующим соотношением:
IGДВ = GТIЕДGДВ = ID,
D = GТGДВ
Величина D лежит в пределах от 0,4 до 0,95. Для большинства современных конструкций D = 0,86.
Если увеличить давление сгорания, то единичный импульс также увеличится, но одновременно возрастет и пассивный вес двигателя (D уменьшится). Поэтому наилучшим будет тот двигатель, у которого соотношение этих величин будет оптимальным.
bestreferat.su
Двигатель предназначен для использования в конструкциях маршевых ступеней ракет. Он содержит корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный несквозной канал. Заряд разделен перегородкой на две части, перегородка предусмотрена сгораемая, раскреплена непосредственно от частей заряда и выполнена в виде криволинейной поверхности с центральным отверстием, симметричной относительно продольной оси двигателя. Площадь поперечного сечения перегородки убывает в направлении заднего днища, при этом передняя часть заряда и перегородка скреплены с передним днищем. Предпочтительным является выполнение перегородки в виде усеченного конуса. Данное решение позволяет использовать твердотопливный ракетный двигатель с несквозным каналом в конструкциях со средним и высоким уровнем удлинений, повышающего эффективность использования ракетных комплексов за счет снижения напряженно-деформированного состояния заряда в зоне канала и в зоне скрепления заряда с корпусом, и позволяющего одновременно приблизить коэффициент заполнения двигателя топливом к достигнутому уровню коэффициента высоких ступеней. 1 з. п.ф-лы, 1 табл., 4 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).
Конструктивное оформление современных маршевых РДТТ в большинстве случаев базируется на канальных конструкциях крупногабаритных зарядов цилиндрического типа с эллиптическими (заполняющими днища корпуса двигателя) торцами (Фиг. 1). Подобные конструкции зарядов позволяют обеспечить коэффициент заполнения двигателя топливом не более 0.90 - 0,95 (М.Баррер и др., Ракетные двигатели, М, Оборонгиз, 1962 г., с. 298). Дальнейшее усовершенствование весовых характеристик (увеличение коэффициента заполнения двигателя топливом) зарядов двигателей больших и средних удлинений (отношение длины L к радиусу корпуса b - 3...6) со сквозным каналом может реализоваться за счет дополнительного размещения топлива в канале заряда. Уменьшение диаметра канала неизбежно приводит к увеличению прочностной напряженности заряда и недопустимо высоким требованиям к прочностным и деформационным характеристикам используемого топлива. Наиболее рациональным в данном случае может оказаться использование цилиндрических конструкций с несквозным каналом. Известен (фиг. 2) твердотопливный ракетный двигатель малых удлинений, принятый за прототип, содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный несквозной канал (Aerospace Daily, 1980, 5/11, vol. 101, N 25, p.188 A - русский перевод "Ракетная и космическая техника" N 35, 1980, с. 12). Анализ применимости такой моноблочной конструкции для зарядов больших и средних удлинений показал, что в этом случае появляются проблемы прочностного характера, обусловленные наличием концентрации деформаций в вершине глухого канала. Эта зона становится более опасной (в 1,3 - 1,6 раза) по сравнению с центральной областью канала, что связано с необходимостью скрепления переднего торца заряда с днищем высокодеформативного корпуса, которое существенно догружает зону законцовки канала при работе двигателя. Задачей предлагаемого технического решения является разработка твердотопливного ракетного двигателя имеющего заряд с несквозным каналом, который может применяться в конструкциях со средним и высоким уровнем удлинений L/b - 3...6 (первые и вторые ступени РДТТ), повышающего эффективность использования ракетных комплексов за счет снижения напряженно-деформированного состояния заряда в зоне канала и в зоне скрепления заряда с корпусом, и позволяющего одновременно приблизить коэффициент заполнения двигателя топливом к достигнутому уровню коэффициента заполнения высоких ступеней 0,97 - 0,98. Поставленная задача решается заявляемой конструкцией твердотопливного ракетного двигателя, содержащего корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный несквозной канал, причем заряд разделен перегородкой на две части, перегородка предусмотрена сгораемая, раскреплена непосредственно от частей заряда и выполнена в виде криволинейной поверхности с центральным отверстием, симметричной относительно продольной оси двигателя, площадь поперечного сечения которой убывает в направлении заднего днища, при этом передняя часть заряда и перегородка скреплены с передним днищем, Предпочтительным является выполнение перегородки в виде усеченного конуса. Отличительными признаками предлагаемой конструкции от прототипа являются: разделение заряда на две части, не извлекаемой после формования, сгораемой при работе двигателя перегородкой, не скрепленной непосредственно с топливом и скрепленной с передним днищем, с которым также скреплена бесканальная часть заряда, площадь поперечного сечения этой части убывает в направлении заднего днища. Таким образом, заявляемый твердотопливный ракетный двигатель соответствует критерию "новизна". Сравнение предлагаемого твердотопливного ракетного двигателя с прототипом и другими конструкциями показало, что не известно техническое решение, в котором бы имело место предложенное сочетание конструктивных элементов. Но именно совокупность отличительных от прототипа признаков с остальными существенными признаками заявляемого изобретения позволяет для широкого класса зарядов (L/b>1) достичь не только повышение коэффициента заполнения топливом двигателя, как в прототипе, по сравнению со штатными конструкциями со сквозным каналом, но и одновременно снизить напряженно-деформированное состояние заряда в центральной зоне канала и в зоне скрепления заряда с корпусом. Эффект снижения напряженно-деформированного состояния достигается за счет устранения нависающей торцевой поверхности и формирования вместо нее утопленной конфигурации переднего торца задней части заряда, реализации возможности взаимного перемещения частей заряда в зоне размещения перегородки. Предложенная совокупность признаков позволяет наилучшим образом использовать внутренний объем корпуса двигателя, применять заглушенный канал для размещения большего количества топлива в конструкциях первых и вторых ступеней двигателей средних и больших удлинений и повысить в конечном счете эффективность ракетных комплексов. Это дает основание считать заявляемое техническое решение обладающим изобретательским уровнем. Размещение дополнительной массы топлива в двигателе позволит увеличить полный импульс тяги при заданном пассивном весе корпуса либо снизить пассивный вес двигателя (за счет сокращения его длины) при заданной массе заряда. Следствием этого является увеличение эффективности РДТТ в виде увеличения дальности полета или веса полезной нагрузки. Снижение напряженно-деформированного состояния заряда позволит увеличить гарантийные сроки эксплуатации и надежность функционирования РДТТ. Заявляемое изобретение иллюстрируется чертежами, на которых изображены: на фиг. 3 - продольный разрез двигателя; на фиг. 4 - схема деформирования предлагаемой конструкции двигателя при нагружении внутренним давлением. Твердотопливный ракетный двигатель содержит корпус 1 с днищами 2 и 3,с корпусом 1 скреплен заряд, перегородка 4 делит заряд на две части 5 и 6, задняя часть 6 заряда имеет центральный канал 7. Предлагаемая конструкция твердотопливного ракетного двигателя работает следующим образом. В процессе предстартовой эксплуатации перегородка 4,разделяя заряд на две укрепленные с корпусом 1 части 5 и 6, разгружает его от воздействия температурных нагрузок и массовых сил за счет образования свободной для формоизменения заряда зоны, прилегающей к перегородке 4. На пассивном участке полета двигателя части заряда 5 и 6 подкрепляют и капсулируют друг друга. При воздействии осевых перегрузок за счет деформирования частей 5 и 6 заряда в зоне перегородки 4 образуется зазор
. Формоизменение части 5 заряда при этом сдерживается скреплением ее с поверхностью переднего днища 2. При срабатывании воспламенителя (не показан) происходит загорание поверхности канала части 6 заряда и прилегающих к перегородке 4 поверхностей частей 5 и 6 заряда поступающими через сечение канала 7 и зазор газами от воспламенителя. Возникающее внутри корпуса 1 двигателя давление от поступающих газов воздействует на поверхность канала 7 и прилегающие к перегородке 4 поверхности частей 5 и 6 заряда. Возможность свободного деформирования переднего торца части 6 заряда снижает уровень деформированного состояния в зоне канала 7. Реализация различных режимов работы становится возможной за счет организации горения по поверхностям канала и прилегающих к перегородке частей заряда, варьирования открытой (небронированной) поверхностью в зоне перегородки и заднего торца канальной части заряда. Основным инструментом оптимизации прочностных и внутрибаллистических параметров заявляемой конструкции является линейный размер (вдоль оси двигателя) передней части заряда, диаметр канала и угловой параметр перегородки, разделяющей в радиальном направлении заряд на две части. С целью иллюстрации эффективности предлагаемого технического решения результаты проведенного расчета кольцевых деформаций 
на канале и сдвиговых напряжений 
ns в краевой зоне скрепления заряда с корпусом для трех типов конструкций двигателя (геометрические, жесткостные параметры и нагрузки для всех конструкций идентичны) представлены в таблице. Расчет для заявляемой конструкции выполнен на примере использования перегородки в виде усеченного конуса, у которой образующая находится под углом 45o к продольной оси двигателя. Оценка влияния "поднутрения" торца задней части заряда в зоне перегородки на уровень контактных напряжений ns показывает, что происходит снижение последних более чем в 2,5 раза (4,51/1,49) по сравнению с выпуклыми торцами, характерными для штатных конструкций. Из анализа таблицы следует, что в конструкции двигателя с зарядом, имеющим перегородку, разделяющую его на две части, в опасных зонах заряда реализуется более низкий уровень напряжений и деформаций при одновременном размещении дополнительного топлива в зоне канала (увеличение коэффициента заполнения двигателя топливом на 0,03) в сравнении со штатными конструкциями и приближения его к достигнутому уровню коэффициента высоких ступеней. Скрепленная с передним днищем передняя бесканальная часть заряда в прочностном отношении является слабо напряженной зоной, не регламентирующей условия эксплуатации твердотопливного ракетного двигателя и требования к характеристикам топлива. Таким образом, предлагаемое техническое решение практически реализуемо, создание таких конструкций является задачей актуальной и перспективной, поскольку в этом случае повышается эффективность использования ракетных комплексов и, следовательно, заявляемое изобретение обладает промышленной применимостью.Формула изобретения
1. Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный несквозной канал, отличающийся тем, что заряд разделен перегородкой на две части, перегородка предусмотрена сгораемая, раскреплена непосредственно от частей заряда и выполнена в виде криволинейной поверхности с центральным отверстием, симметричной относительно продольной оси двигателя, площадь поперечного сечения которой убывает в направлении заднего днища, при этом передняя часть заряда и перегородка скреплена с передним днищем. 2. Твердотопливный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что перегородка выполнена в виде усеченного конуса.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5www.findpatent.ru
Ракетные двигатели твердого топлива - старейшие среди семейства реактивных двигателей - предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части - камера и реактивное сопло.
Камера РДТТ одновременно служит и камерой сгорания, выдерживающей значительное давление, и местом хранения всего топлива. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в камере сгорания ДРД, так как его не ограничивают параметры топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий коэффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление находится в пределах от 30 до 100 кг/см2.
Основной характерной особенностью РДТТ является их простота. Действительно, в этом случае отпадает необходимость в системе подачи топлива. Однако продолжительность работы такого двигателя ограничена всего несколькими секундами или даже долями секунды и редко превышает 1-2 минуты.
Вследствие этого такие двигатели нашли широкое применение в ускорителях, где необходимо получать очень высокие тяги в течение коротких промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях, имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого типа.
Применение РДТТ в качестве стартовых вспомогательных силовых установок на самолетах позволяет увеличить полезную нагрузку самолетов и сократить длину пробега при взлете.
С эксплуатационной точки зрения преимущество силовых установок с РДТТ заключается в том, что они всегда готовы для использования и не требуют заправки баков перед самым запуском, поэтому их применяют и в качестве основных двигателей на ракетных снарядах. Типичным примером может служить ракетный снаряд класса «земля-земля».
Появились также мощные баллистические твердотопливные ракеты, которыми вооружаются атомные подводные лодки, и межконтинентальные баллистические ракеты на твердом топливе.
Кроме этих достоинств есть весьма существенный недостаток. После запуска двигателя горение обычно продолжается до полного выгорания топлива; при этом изменение тяги следует вполне определенному закону и не поддается регулированию. Однако теоретически возможно регулированием давления в камере прекратить горение топлива и при желании снова возобновить его. Горение можно прекратить либо продувкой камеры, либо гашением пламени специальной жидкостью. Возобновить же горение можно только при использовании нового заряда воспламенителя. В настоящее время осуществимо своевременное выключение двигателя, но осуществление повторного воспламенения все еще остается сложной проблемой. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь значительно меняться с изменением давления и температуры. Регулирование величины тяги РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.
В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах – носителях, например, на ракете «Титан».
Важнейшим элементом РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных вида твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидное топливо представляет собой твердый однородный раствор органический веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюозы и нитроглицерина. Увеличение содержания нитроглицерина в таком растворе повышает удельный импульс двигателя, однако, увеличивается и взрывоопасность топлива, ухудшаются его стабильность и механические свойства заряда. Заряды из коллоидного топлива применяются чаще всего в небольших двигателях.
Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества - перхлорат аммония, перхлорат калия и другие. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя, в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый полибутадиеновый каучук и др.
www.wikidocs.ru
