Космические твердотопливные двигатели - [2]
В простейшем случае параметр u зависит лишь от р>к и температуры заряда. Для большинства применяемых топлив наблюдается степенной закон зависимости и от рк (показатель степени порядка 0,2–0,9). При р>к = 4–7 МПа параметр и составляет для медленно горящих топлив 2–6 мм/с, для топлив со средней скоростью горения (применяемых в крупных РДТТ) — 6 — 15 мм/с, для быстро горящих — 30–60 мм/с. При увеличении (уменьшении) температуры заряда на 10 К скорость горения увеличивается (соответственно уменьшается) в среднем на 2–5 %.
В космических РДТТ широко применяются так называемые заряды канального горения, сгорающие по поверхностям, которые образованы внутренними осевыми каналами круглого, звездообразного (рис. 2) или другого поперечного сечения. Чтобы исключить горение по торцевым поверхностям (как и по части внутренних), на них наносят так называемые бронирующие покрытия — на основе тех же материалов, что используются для теплозащиты корпуса.
Заряды чисто торцевого горения (рис. 2, а) в космических РДТТ применяются крайне редко. Хотя они характеризуются постоянной во времени поверхностью горения, и, следовательно, в этом случае легко достигается неизменный уровень тяги, однако для получения значительной тяги необходимо было бы предусматривать слишком большой диаметр заряда. Топливные заряды рассматриваемого типа имеют и тот существенный недостаток, что в течение всего времени их горения корпус РДТТ подвергается непосредственному воздействию продуктов сгорания (а значит, проблема теплозащиты стенок корпуса становится особенно острой). От указанных недостатков свободны заряды с осевыми каналами (рис. 2, б, в, г). Кроме того, изменяя геометрическую форму (т. е. высоту, диаметр, количество лучей) этих зарядов и частично бронируя их поверхности, можно получать самый различный характер изменения тяги РДТТ. Часто применяются заряды более сложных конфигураций, образованных сочетанием упомянутых простых форм.
Прекращение действия тяги космических РДТТ происходит обычно при полном сгорании топлива. Можно предусмотреть также выключение РДТТ по команде от системы управления. Наиболее отработанный способ «отсечки» тяги заключается в мгновенном открытии (с помощью пироустройств) отверстий в корпусе РДТТ, суммарная площадь которых больше, чем у горловины сопла. При этом давление в камере сгорания резко будет падать и горение топлива прекращается. Соответствующей ориентацией указанных отверстий и установкой специальных «реверсивных» сопел можно создать отрицательную составляющую тяги, способствующую скорейшему прекращению действия РДТТ.
Рис. 2. Типы топливных зарядов
Маршевые РДТТ могут проектироваться с учетом необходимого изменения направления вектора тяги для управления полетом РН и КА. Указанная цель достигается установкой газовых рулей (не относящихся к конструкции РДТТ) на выходе из сопла, несимметричным вводом соответствующих газа или жидкости в сопло (что приводит к повороту реактивной струи), отклонением (качанием) сопла в осевой плоскости (при помощи соответствующих приводов) и другими способами.
Теперь, после того как мы ознакомились с устройством и работой космических РДТТ, можно более подробно остановиться на отдельных структурных элементах этих двигателей. Но прежде обратимся к истории РДТТ. Это даст нам возможность лучше понять особенности космических твердотопливных двигателей и проблемы, возникающие при их создании, относительные достоинства и недостатки РДТТ (прежде всего по сравнению с ЖРД), а также оценить конкретные области применения и перспективы развития космических РДТТ.
История создания космических РДТТ. Эти двигатели ведут свою историю от пороховых ракет древности, в которых впервые был реализован принцип реактивного движения. Прежде чем РДТТ стал применяться в космонавтике, он прошел долгий путь развития. Рассмотрим основные этапы этого пути.
История создания и развития РДТТ — это прежде всего история изобретения порохов. Источником энергии первых ракетных двигателей, которые применялись в Китае и Индии еще в начале нашего тысячелетия был черный, или дымный, порох, подобный современному. Это твердое топливо имеет следующий типичный состав: 75 % нитрата калия. (KNO>3), 15 % древесного угля и 10 % серы.
На протяжении многих столетий РДТТ, по существу, не подвергались принципиальным изменениям, и развитие твердотопливных ракет, в котором периоды подъема чередовались с временами спада, шло крайне медленными темпами. Основная причина этого заключалась в неблагоприятных физических характеристиках черного пороха, прежде всего в небольшом запасе химической энергии и малом (по объему) количестве газов, образующихся при горении. Пользуясь современной терминологией, можно сказать, что в этом случае невозможно было получить высокий удельный импульс двигателя, т. е. отношение тяги к массе рабочего тела, расходуемой в единицу времени. Это — важнейший параметр ракетного двигателя, поскольку характеризует его экономичность. Удельный импульс имеет размерность скорости и во многих случаях практически совпадает по величине со скоростью истечения реактивной струи.
