Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. - Конструкция и проектирование ракетных двигателей твёрдого топлива

ББ~ 39".52 Ф29 УДК 629.7.037.54.001 (075.8) ПРЕДИСЛОВИЕ ББК 30,02 ф 3007000000-142 142 87 038(01)-87 © Издательство «Машнностроенне» 1987 Рецензент д-р техн. наук А. А. Шишков Фахрутдинов И. Х., Котельников А. В. Ф29 Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов.— М.: Машиностроение, 1987. — 328 сл ил. (В пер.); 1 р. 10 к.

Рассмотрена ковструкння н даны основы проектнровання ракетных двнгателеб твердого топлнва 1РДТТ1 разлячного назначення. Прнведены методы расчета на прочность отдельных элементов РДТТ. Изложение матернала соответствует этапам разработкн РДТТ: формнрование задания, расчет параметров, выбор конструктнвноа схемы, материалов, разработка конструккнн, расчет на прочность н т, д. Книга представляет собой учебник по ракетным двигателям твердого топлива.

Методическое построение излагаемого в учебнике материала соответствует программе курса и охватывает комплекс взаимосвязанных вопросов разработки двигателей летательных аппаратов (ЛА). В учебнике изложены принципы проектирования двигателя, приведены методики для проведения оперативных инженерных расчетов, даны обоснования выбора и применения конструкционных материалов, приведено большое число иллюстраций. Уделено внимание технологичности конструкции, отработке двигателей и испытаниям их на различных этапах, указаны возможности снижения затрат на отработку н проектирование двигателей.

Учитывая все возрастающие требования по повышению совершенства двигателей и ускорению темпов их создания, авторы стремились довести теоретические разработки до алгоритмизнрованных инженерных методик, удобных для программирования на ЭВМ. В связи с этим учебник содержит отдельную главу, в которой рассмотрены особенности системы автоматизированного проектированияня (САПР) РДТТ. Главы 4, 5, 7, 8, 10, 11, 12 и разделы 1.8, 9.3.6 написаны проф. И. Х.

Фахрутдиновым, гл. 1, 2, 3, 6, 9 и раза. 8.1 написаны канд. техн. наук А. В. Котельниковым. Авторы выражают признательность д-ру техн. наук А. А. Шишкову за ценные замечания, сделанные прн рецензировании ру- . кописи. ГЛАВА 1 ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О РДТТ 1.1. ОСОБЕННОСТИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое распространение. Из опубликованных данных следует, что более 90 ей существующих и вновь разрабатываемых ракетоснащаются двигателямп твердого топлива.

Этому способствуют такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения твердого ракетного топлива (ТРТ) от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне. РДТТ применяются во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используют в народно-хозяйственных целях, например, для борьбы с градом.

бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и т. д. Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками. Некоторое представление о широте применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся в крайних областях этого диапазона. Для ракетных двигателей малых тяг (РДМТ) значение тяги находится в пределах от 0,01 Н до 1600 Н (1!.

Тяга наиболее крупных двигателей (диаметр двигателя 3,05; 4,5; 6,6 м) достигает десятков меганьютонов. Например, для РДТТ диаметром 6,6 и тяга составляет 31 МН, На рис. 1.1 показан РДТТ к 26-миллиметровой ракете. Размеры заряда двигателя диаметром 4 м показаны на рис. 1.2. Промежуточную область занимают двигатели средних габаритов, которые являются наиболее многочисленными и разнообразными. По выполняемым функциям все ракетные двигатели можно разделить на три группы: двигатели, создающие тягу, необходимую для перемещения аппарата; двигатели, создающие управляющие усилия и моменты; двигатели для экспериментальных и технологических целей.

Рис. 1.1. РДТТ сигнальной ракета Рис. 1лк Момент осмотра канала диаметром аметром 26 мм заряда двигателя диаметром 4 м Первая группа двигателей выполняет основную функцню— обеспечение взлета и ускорения перемещающегося аппарата на активном участке. К этой группе относятся все стартовые и маршевые РДТТ. Вторая группа двигателей выполняет вспомогательные функции. К этой группе относятся рулевые двигатели, служащие для управления полетом по заданной программе: корректирующие, необходимые дчя стабилизации перемещающегося аппарата на траектории и ориентации в требуемом положении; тормозные, предназначенные для торможения, отделения отработавших ступеней ракеты, перевода космического ЛА с одной орбиты'на другую или осуществления «мягкой» посадки.

Третья группа двигателей предназначена для проведения различного рода испытаний и отработки как перемещающегося аппарата в целом, так и его отдельных элементов. Например, сюда можно отнести двигатели, предназначенные: для разгона аэродинамических тележек, проведения исследований стойкости конструкционных материалов в потоке горячих газов с различным содержанием твердых частиц, для проверки работоспособности и стойкости исполнительных органов управления. Ракетный двигатель твердого топлива в общем случае состоит из корпуса, заряда ТРТ, соплового блока, исполнительных органов системы управления вектором тяги, системы запуска, узлов отсечки тяги, узлов аварийного выключейия.

Если один или несколько РДТТ скомпонованы вместе с рулевыми приводами, источниками питания и вспомогательными устройствами, то такой агрегат называется ракетной двигательной установкой твердого топлива (ДУ РДТТ). Особенностью конструкции РДТТ является то, что весь запас топлива одной ступени располагается в камере сгорания двяга- $ аузру л Рнс. ПЗ. РДТТ с вкладным зарядом: à — пиропатрон; у — передняя нрышиа; 3 — воспламенитель; 4 — пентрзльный упор с рвссенателсм; 5 — переднее днище; 6 — передний упор; 7 — обвязана; а — заряд твердого топлива; 9 — сопловая решетка; !Н вЂ” узел стыковки; Зй — заднее днище; !у — сменный «нладыш; !3 — сопловоа раструб; И вЂ” заглушив сопла теля; стенки камеры сгорания и сопла неохлаждаемые; корпус двигателя является несущим — на нем монтируются элементы конструкции и узлы стыковки отсеков перемещающегося аппарата.

Заряд твердого ракетного топлива является источником энергии РДТТ. Он представляет собой блок определенной формы и размеров, размещенный в камере сгорания двигателя. Размеры и форма заряда при горении должны обеспечивать заданное время работы, значение секундного расхода и изменение тяги двигателя по времени. Если этого не удается достичь только путем придания заряду определенной формы, то прибегают к нанесению бронирую- щего покрытия на наружной и торцевых поверхностях заряда. Цель нанесения бронирующего покрытия состоит в том, чтобы выключить из процесса горения часть горящей поверхности заряда и тем самым изменить время работы двигателя и количество образующихся газов в единицу времени.

Последнее оказывает прямое влияние на тяговые характеристики двигателя. Различают два основных способа размещения заряда ТРТ в камере двигателя: вкладной и скрепленный со стенками камеры сгорания (частично или полностью). 1.1.1. Конструкция с вкладным зарядом Двигатели с вкладным зарядом можно разделить на два типа: с зарядом всестороннего горения и с зарядом, горящим ло внутренним поверхностям.

Двигатель с зарядом всестороннего горения состоит из корпуса (рис. 1.3) и заряда, установленного в камере сгорания между сопловой решеткой и передним упором. Особенность этого двигателя состоит в том, что горение заряда происходит по всем поверхностям (наружной, внутренней и торцевым). При этом горячие газы омывают внутреннюю поверхность стенки камеры сгорания.

Неснаряженный двигатель — двигатель без заряда, воспламенителя и инициирующего устройства, в общем случае представ- ляет собой металлическую сварную конструкцию, состоящую из цилиндрической обечайки, переднего и заднего днищ, соплового блока, сопловой решетки и переднего упора, узлов для соединения с соседними отсеками ракеты, узлов соединения с пусковой установкой и других элементов.

Под другими элементами подразумеваются приварные детали для крепления аэродинамических плоскостей (если они крепятся к корпусу двигателя), силовые шпангоуты или упоры для крепления исполнительных органов системы управления, опорные поверхности для установки гаргрота, резьбовые гнезда для такелажных рым-болтов. Если двигатель снаряжается топливным зарядом — моноблоком, то корпус должен иметь разъем по максимальному внутреннему диаметру для установки заряда в камере сгорания. Если же заряд состоит из нескольких однотипных элементов, то в этом случае разъем по максимальному диаметру делать не обязательно. Снаряжение можно производить через люк в переднем днище, который затем закрывается передней крышкой (см.

Рис. 1.3). В двигателях с зарядом всестороннего горения сопла часто выполняется с коническим раструбом. Если по условиям эксплуатации требуется настройка двигателя на заданный температурный Р ежим работы, то сопловой блок снабжается сменными сопловыми вкладышами или подвижным центральным телом (подробнее см. разд. 3.2.1). Воспламенительное устройство в зависимости от формы заряда может устанавливаться в различных частях двигателя: передней, задней или вдоль заряда. Предпочтение отдают переднему распол жению воспламенителя. В этом случае газы, образовавшиеся о е хпри горении воспламенителя, движутся к соплу вдоль всей поверности заряда, создавая наилучшие условия для воспламенения.