Qatı yanacaq mühərrikləri (bərk yanacaqlı raket mühərrikləri, bərk yanacaqlı raket mühərrikləri) müasir astronavtikada geniş istifadə olunur, maye yanacaqla işləyən maye yanacaqlı raket mühərriklərini (LPRE) uğurla tamamlayır. Bu iki növ mühərrikin spesifik tətbiqi sahələri onların müqayisəli dizaynı, enerji, əməliyyat, maliyyə və digər xüsusiyyətləri ilə müəyyən edilir. Maye raket yanacağının vahid kütləsində saxlanılan potensial kimyəvi enerjinin daha çox olması, iş rejiminə nəzarətin asanlığı (təkmə dəyəri) və uçuş zamanı LRE-ni dəfələrlə yandırıb-söndürməyin mümkünlüyü bu mühərriklərin aparıcı rolunu əvvəlcədən müəyyənləşdirdi. astronavtika. LRE yürüş kimi geniş istifadə olunur, yəni əsas, buraxılış aparatlarının (LV) və kosmik gəmilərin (SC) sürətləndirilməsini, kosmik gəmilərin əyləclənməsini və digər orbitlərə köçürülməsini təmin edən mühərriklər və s. LRE köməkçi mühərriklər kimi, məsələn, demək olar ki, istifadə olunur. bütün reaktiv kosmik gəmilərin uçuş idarəetmə sistemləri.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinə gəldikdə, ilk növbədə qeyd etmək lazımdır ki, cihazın sürəti və sadəliyi (və deməli, etibarlılığı) səbəbindən bu mühərrik bu cür "köməkçi" zamanı təkan yaratmaq üçün ən uyğun və ya əvəzolunmaz vasitədir. kosmik gəmilərin Yerə yaxın orbitlərə çıxarılmasının ilkin mərhələsində kosmonavtların fövqəladə xilas edilməsi, daşıyıcı aparat pillələrinin ayrılması, raket pillələrinin və kosmik gəmilərin uçuşda sabitləşdirilməsi üçün fırlanması, kosmonavtların normal buraxılması üçün ilkin yüklənmələrin yaradılması kimi əməliyyatlar. çəkisizlikdə əsas raket mühərrikləri və s. Bir çox hallarda davamlı kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərindən istifadə etmək məqsədəuyğun olur. Bu tutumda bərk yanacaq mühərrikləri buraxılış aparatlarının yuxarı pillələrində və kosmosda işə salınan yuxarı pillələrdə geniş istifadə olunur. Başlanğıcda işə salınan daşıyıcı aparatlarda bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin quraşdırılması reaktiv daşıyıcının gücünü artırmaq üçün effektiv üsuldur. Astronavtikanın arsenalında tam bərk yanacaq daşıyan daşıyıcı raketlər də var.

Müasir astronavtikada bərk yanacaq mühərriklərinin böyük yer tutmasına baxmayaraq, kosmik bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ədəbiyyatda kifayət qədər əksini tapmamışdır. Bu broşür bu boşluğu doldurur. Kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin dizaynı və xüsusiyyətləri, onların yaradılması və tətbiqi tarixindən bəhs edir. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin ümumi inkişafı səviyyəsi ilə yanaşı, xüsusi mühərrik konstruksiyaları nəzərdən keçirilir, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin kosmonavtikada gələcək inkişafı və istifadəsi perspektivləri müzakirə olunur.

Kosmosda bərk yanacaqlı raket mühərrikləri HAQQINDA ƏSAS MƏLUMAT

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri sözdə kimyəvi və ya termokimyəvi raket mühərriklərinə aiddir. Onların hamısı yanacağın potensial kimyəvi enerjisini mühərrikdən axan qazların kinetik enerjisinə çevirmək prinsipi ilə işləyir. Bərk yanacaqla işləyən raket mühərriki gövdədən, yanacaq yükündən, reaktiv başlıqdan, alovlandırıcıdan və digər elementlərdən ibarətdir (şək. 1).

Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsi ya metaldan (polad, daha az titan və alüminium ərintiləri) və ya plastikdən hazırlanmış silindrik, sferik və ya digər formalı davamlı bir gəmidir. Bu, bərk yanacaq mühərrikinin, eləcə də bütün hərəkət sistemi və bütövlükdə bərk yanacaq raketinin (raket mərhələsi) əsas güc elementidir. Korpusda bərk yanacaq yükü var: adətən kristal qeyri-üzvi oksidləşdiricinin (məsələn, ammonium perkloratın) metal yanacaq (alüminium) və polimer yanacaq bağlayıcısı (polibutadien rezin) ilə mexaniki qarışığı. Bu yanacaq alovlandırıcıdan qızdırıldıqda (ən sadə halda elektrik yandırıcı ilə pirotexniki yükdür) yanacağın ayrı-ayrı komponentləri bir-biri ilə kimyəvi oksidləşmə-reduksiya reaksiyasına girir və o, tədricən yanır. Bu, yüksək təzyiq və temperaturlu bir qaz istehsal edir.

düyü. 1. Kontekstdə bərk yanacaqlı raket mühərriki:

1 - alovlandırıcı; 2 - yanacaq doldurulması; 3 - bədən; 4 - burun

Bir reaktiv nozzle (bəlkə də bir burun blokunu təşkil edən bir neçə nozzle) bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsinə yapışdırılır, bu da iş funksiyalarına görə, yanacağın yanmasından yaranan qazın olduğu bir raket mühərrikinin yanma kamerasıdır. səs sürətini aşan bir sürətə qədər sürətlənir. Bunun nəticəsində, bir qaz jetinin axınının əksinə bir geri çəkilmə qüvvəsi yaranır və reaktiv qüvvə və ya itələmə adlanır. Xüsusi təyinatdan asılı olaraq, kosmik bərk yanacaqlı raket mühərrikləri nyutonun yüzdə birindən bir neçə meqanevtona qədər hərəkət edə bilər və iş müddəti bir saniyənin kəsirlərindən bir neçə dəqiqəyə qədər ola bilər. Uzun müddət işləyən mühərriklərin korpusları və başlıqları yanmaqdan qorunmalıdır. Bu məqsədlə bərk yanacaqlı raket mühərriklərində istilik izolyasiya edən, ablasiya edən və istiliyədavamlı materiallardan istifadə olunur.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin funksional sxeminin sadəliyinə baxmayaraq, onun performansının dəqiq hesablanması çətin bir işdir. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin daxili ballistikası üsullarından istifadə etməklə həll edilir; bu elmi intizam silah lüləsi sistemlərində qaz-dinamik prosesləri öyrənən elm sahəsinə bənzəyir. Yükün yanan səthinin bütün nöqtələrində fiziki şərtlər eyni olduqda və yanacaq homojen olduqda, o, bərabər şəkildə, paralel təbəqələrdə yanır, yəni yanma cəbhəsi səth təbəqələrindən yükün dərinliyinə doğru hərəkət edir. bütün nöqtələrdə eyni sürətlə. Yanma kamerasındakı təzyiq ( R j) və bərk yanacaqlı raket mühərrikinin iynənin minimum hissəsinin (boğazının) sabit sahəsi olan itkisi yanan səthin ölçüsünə və yanacağın yanma sürətinə mütənasibdir ( u). Tərkibinin sabitliyi və ya onun zamanla lazımi dəyişməsi müxtəlif yanma dərəcələri olan yanacaqlardan istifadə etməklə və yanacaq doldurulmasının müvafiq konfiqurasiyasını seçməklə əldə edilir.

Ən sadə halda, parametr u yalnız asılıdır R və doldurma temperaturu. İstifadə olunan yanacaqların əksəriyyəti üçün pk-dan asılılıq güc qanunu müşahidə olunur (0,2-0,9 sırasının göstəricisi). At R k \u003d 4–7 MPa parametrdir və yavaş yanan yanacaqlar üçün 2–6 mm/s, orta yanma dərəcəsi olan yanacaqlar üçün (böyük bərk yanacaq raket mühərriklərində istifadə olunur) 6–15 mm/s və 30–60 mm-dir. /s tez yanan yanacaqlar üçün . Yükləmə temperaturunun 10 K artması (azalması) ilə yanma sürəti orta hesabla 2-5% artır (müvafiq olaraq azalır).

Kosmosda bərk yanacaqlı raket mühərriklərində dairəvi, ulduzşəkilli (şəkil 2) və ya digər kəsikli daxili eksenel kanallardan əmələ gələn səthlərdə yanan kanal yanma yükləri geniş istifadə olunur. Son səthlərdə (eləcə də daxili hissələrdə) yanmanın qarşısını almaq üçün onlara zirehli örtüklər tətbiq olunur - gövdənin istilik qorunması üçün istifadə olunan eyni materiallar əsasında.

Sırf son yanma yükləri (Şəkil 2, a) kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərində nadir hallarda istifadə olunur. Baxmayaraq ki, onlar zamanla sabit yanan bir səthlə xarakterizə olunur və buna görə də bu vəziyyətdə sabit bir itələmə səviyyəsinə asanlıqla nail olunur, lakin əhəmiyyətli bir təkan əldə etmək üçün çox böyük bir yük diametrini təmin etmək lazımdır. böyük. Nəzərdən keçirilən yanacaq yüklərinin əhəmiyyətli çatışmazlığı da var ki, bütün yanma müddəti ərzində bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsi birbaşa yanma məhsullarına məruz qalır (bu o deməkdir ki, bədən divarlarının istilik qorunması problemi xüsusilə kəskin olur). Eksenel kanalları olan yüklər bu çatışmazlıqlardan azaddır (şək. 2, b, c, d). Bundan əlavə, bu yüklərin həndəsi formasını (yəni, hündürlüyünü, diametrini, şüalarının sayını) dəyişdirərək və səthlərini qismən zireh etməklə, bərk yanacaq itkisinin dəyişməsinin ən müxtəlif xarakterini əldə etmək mümkündür. Çox vaxt qeyd olunan sadə formaların birləşməsindən əmələ gələn daha mürəkkəb konfiqurasiyaların yükləri istifadə olunur.

Kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin itkisinin dayandırılması adətən yanacaq tamamilə yandıqda baş verir. İdarəetmə sistemindən əmrlə bərk yanacaqlı raket mühərrikinin söndürülməsini təmin etmək də mümkündür. İtkiyi "kəsməyin" ən inkişaf etmiş üsulu, ümumi sahəsi nozzle boynundan daha böyük olan bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsində dərhal deşiklərin açılmasıdır (piroqurğuların köməyi ilə). Bu vəziyyətdə, yanma kamerasında təzyiq kəskin şəkildə azalacaq və yanacağın yanması dayanacaq. Bu deşiklərin müvafiq istiqamətləndirilməsi və xüsusi "geri dönən" ucluqların quraşdırılması bərk yanacaq raket mühərrikinin tez dayandırılmasına kömək edən mənfi təkan komponenti yarada bilər.

düyü. 2. Yanacaq ödənişlərinin növləri

Proqressiv bərk yanacaqlı raket mühərrikləri buraxılış aparatının və kosmik gəminin uçuşunu idarə etmək üçün təkan vektorunun istiqamətində zəruri dəyişiklik nəzərə alınmaqla layihələndirilə bilər. Bu məqsədə ucluğun çıxışında qaz sükanlarının (bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin dizaynı ilə bağlı olmayan) quraşdırılması, müvafiq qazın və ya mayenin ucluğa asimmetrik yeridilməsi (bu, reaktivin fırlanmasına səbəb olur), sapma yolu ilə əldə edilir. nozzlenin ox müstəvisində (müvafiq sürücülərdən istifadə etməklə) və başqa üsullarla (yelləncək).

İndi biz kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin dizaynı və istismarı ilə tanış olduqdan sonra bu mühərriklərin ayrı-ayrı struktur elementləri üzərində daha ətraflı dayana bilərik. Ancaq əvvəlcə bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin tarixinə müraciət edək. Bu, kosmik bərk yanacaq mühərriklərinin xüsusiyyətlərini və onların yaradılması zamanı yaranan problemləri, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin nisbi üstünlüklərini və çatışmazlıqlarını (ilk növbədə LRE ilə müqayisədə) daha yaxşı başa düşmək imkanı verəcəkdir. kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin tətbiqi və inkişaf perspektivləri.

Kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin yaradılması tarixi. Bu mühərriklər öz tarixini reaktiv hərəkət prinsipinin ilk dəfə həyata keçirildiyi antik dövrün toz raketlərinə qədər aparır. Qatı yanacaqlı raket mühərriki kosmonavtikada istifadə olunmağa başlamazdan əvvəl o, uzun bir inkişaf yolu keçmişdir. Bu yolun əsas mərhələlərini nəzərdən keçirin.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin yaradılması və inkişafı tarixi, ilk növbədə, barıtın ixtira tarixidir. birincisi üçün enerji mənbəyidir raket mühərrikləri, bizim minilliyin əvvəllərində Çin və Hindistanda istifadə edilən qara, ya da dumanlı, barıt, müasir oxşar idi. Bu bərk yanacaq aşağıdakı tipik tərkibə malikdir: 75% kalium nitrat. (KNO 3), 15% kömür və 10% kükürd.

Bir çox əsrlər boyu bərk yanacaqlı raket mühərrikləri mahiyyət etibarı ilə əsaslı dəyişikliklərə məruz qalmadı və yüksəliş dövrlərinin eniş dövrləri ilə növbələşdiyi bərk yanacaq raketlərinin inkişafı olduqca yavaş bir sürətlə davam etdi. Bunun əsas səbəbi qara tozun əlverişsiz fiziki xüsusiyyətləri, ilk növbədə, kiçik bir kimyəvi enerji təchizatı və yanma zamanı əmələ gələn az miqdarda (həcmi) qazlar idi. Müasir terminologiyadan istifadə edərək deyə bilərik ki, bu vəziyyətdə mühərrikin yüksək xüsusi impulsunu, yəni vahid vaxtda istehlak olunan işçi mayesinin kütləsinə nisbətini əldə etmək mümkün deyildi. Bu, raket mühərrikinin ən vacib parametridir, çünki onun səmərəliliyini xarakterizə edir. Xüsusi impuls sürət ölçüsünə malikdir və bir çox hallarda reaktivin sürəti ilə praktiki olaraq üst-üstə düşür.

Bundan əlavə, 1-3 saniyədən çox yanmağa qadir olan qara toz yüklərinin yaradılması həll olunmayan problem kimi görünürdü: bu qısa müddətdən sonra yanma kamerasında təzyiq kəskin şəkildə artdı və partlayış baş verdi. Fakt budur ki, silindrik qutulara basılan və ucundan yanan yanacaq yükləri iş təzyiqinin təsiri altında (və ya daha əvvəl - saxlama zamanı) çatlaya bilər. Bundan əlavə, isti qazlar korpus divarı ilə yük arasında nüfuz edərək yükün yan səthlərini alovlandıra bilər; bu səthlər də metal korpus vasitəsilə qızdırıldığı üçün alovlana bilər.

19-cu əsrin sonlarında Fransada (P.Viel, 1884), sonra isə İsveçdə (A.Nobel), Rusiyada (D.İ.Mendeleyev) və başqa ölkələrdə tüstüsüz tozdan səmərəlilik baxımından xeyli üstün olan müxtəlif kompozisiyalar hazırlanmışdır. əvvəlki, dumanlı. Kolloid adlanan yeni barıt əsasən azot turşusunun efirləri olan üzvi maddələrin bərk məhluludur (məsələn, nitroselülozun nitrogliserində məhlulu). Bu komponentlərin hər ikisi eyni kimyəvi elementləri (C, H, O, N) ehtiva edir, lakin müxtəlif nisbətlərdədir və buna görə də barıtın tərkibində nitroselüloza oksidləşdirici, nitrogliserin isə yanacaq kimi çıxış edir.

Komponentlər qarışdırıldıqda maye nitrogliserin bərk nitroselülozu həll edir və təzyiq altında qəliblənə bilən məhsul alınır ki, bu da sıxaraq toz yüklərinin (damaların) hazırlanmasına imkan verir. Bu iki komponentli və ya iki əsaslı yanacağa əlavə plastifikatorlar və digər əlavələr də daxil edilir.

Dumansız tozlar dərhal artilleriyada geniş istifadə edildi, çünki atəşin gücünü əhəmiyyətli dərəcədə artırdı və atəş açarkən döyüş mövqelərini gizlətmədi. Bu vaxta qədər tüfəngli lüləli silahlar artıq istifadə olunurdu və toz raketləri öz rolunu əhəmiyyətli dərəcədə itirmişdi (çünki onlar atəş məsafəsi və dəqiqliyi baxımından göstərilən silahlardan daha aşağı idi).

Tüstüsüz tozun yaradılması ilə bərk yanacaqlı raket mühərriklərinə maraq yenidən canlandı və XIX əsrin sonu - XX əsrin əvvəllərində. bir sıra ölkələrdə təkcə tüstüsüz toz üzərində raketlərin yaradılması haqqında fikirlər deyil, həm də müvafiq təcrübələr aparılmışdır. 1895-ci ildə T. Unge (İsveç) oxşar raketləri uçuş zamanı sınaqdan keçirdi (bundan sonra o, yeni barıtdan istifadə etməkdən imtina etdi), 1915-1916-cı illərdə. R.Qoddard (ABŞ) kiçik bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ilə təcrübələr aparmış və Aya uçmaq üçün tüstüsüz yanacaq raketinin yaradılması ideyasını əsaslandırmaq üçün lazım olan eksperimental məlumatları əldə etmişdir. Hələ 1881-ci ildə Rusiyada N. İ. Kibalçiç hava uçuşları üçün tüstüsüz tozla işləyən təyyarə layihəsini təklif etdi və 1916-cı ildə P. İ. Qrav ərizə verdi və 1924-cü ildə tüstüsüz tozla döyüş və işıqlandırıcı raketlər üçün yerli patent aldı.

Lakin məlum oldu ki, artilleriya tozları raketlərdə istifadə üçün uyğun deyil. Fakt budur ki, bu barıtlar daha böyük yanan səth əldə etmək üçün taxıl, lent və nazik borular şəklində hazırlanmışdır. Atış zamanı bütün toz yükü dərhal yüzlərlə meqapaskal təzyiqlə qaza çevrildi və mərmi yüksək sürətlə silahdan atıldı. Digər tərəfdən, raketlər kifayət qədər böyük ölçülü (yəni qalın tağlı) toz patronları tələb edirdi ki, yanma müddəti ən azı saniyələrlə ölçüldü. Bundan əlavə, əhəmiyyətli dərəcədə aşağı iş təzyiqində sabit yanma əldə etmək lazım idi. Məlum olub ki, top barıtından hazırlanmış qalın tağlı dama sıxılıb qurudulduqdan sonra əyilib çatlayır. (Sonuncu əməliyyat uçucu məhsul olan istifadə edilmiş spirt-efir həlledici-plastifikatorun çıxarılması məqsədi ilə həyata keçirilmişdir.)

Qeyri-uçucu həlledicidən istifadə edərək tüstüsüz toz əsasında bərk yanacaqlı raket mühərrikləri üçün yanacaq doldurmalarının yaradılmasının çətin məsələ olduğu sübut edilmişdir. Ölkəmizdə 20-ci illərin ortalarında Qaz Dinamikası Laboratoriyasının (N. İ. Tixomirov, V. A. Artemiyev) və Rusiya Tətbiqi Kimya İnstitutunun (S. A. Serikov, M. E. Serebryakov, O G. Filippov) alimlərinin əməkdaşlığı nəticəsində həll edilmişdir. . 1929-cu ildə bu iki Leninqrad təşkilatının işçiləri buxarla qızdırılan kor matrislərdə piroksilin-trotil kütləsini sıxaraq qalın qövslü birkanallı damaların istehsalı üçün yarı istehsal texnologiyasını işləyib hazırladılar. Üstəlik, Qaz Dinamika Laboratoriyasının toz sexində diametri 40 mm-ə qədər olan dama istehsalını da qurmuşlar.

Toz raketlərinin yaradılması üzrə işlər sürətlə aparılıb. 1930-cu ildə bu işlərə B. S. Petropavlovski, 1934-cü ildə isə G. E. Langemak rəhbərlik edirdi, onun rəhbərliyi altında Reaktiv Tədqiqat İnstitutu mərmilərin inkişafını uğurlu hərbi sınaqlarına çatdırdı (bu mərmilər məşhur "Katyuşa" raket silahının əsasını təşkil edirdi). .

Müasir bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin yaradılması istiqamətində son addım 40-cı illərin ikinci yarısında kalium perkloratın (KClO 4) və ya ammoniumun (NH 4 ClO) kristal hissəciklərini təklif edən Jet Mühərriklər Laboratoriyasının (ABŞ) əməkdaşları tərəfindən atıldı. 4) bərk raket yanacağı kimi oksidləşdirici maddə kimi.polisulfid sintetik kauçuk (yanacaq) kütləsinə səpələnmiş. Üstəlik, mühərrik belə yanacaqla təchiz edildikdə, maye viskoz bir qarışıq şəklində hazırlanmışdır (bütün lazımi əlavələr də daxil edilmişdir) və bu qarışıq sonra birbaşa mühərrik korpusuna tökülürdü. Bir müddət sonra yanacaq davam edən kimyəvi reaksiyalar səbəbindən polimerləşdi və gövdəyə sıx bağlanmış yanacaq yükü əldə edildi (divarı əvvəllər yapışqan və istilik izolyasiya edən xüsusiyyətlərə malik polimer tərkibi ilə örtülmüşdü).

Homojen, yəni homojen bir kütlə olan iki əsaslı barıtdan fərqli olaraq, yeni yanacaq strukturunda heterojen və qeyri-homogen idi. Bu yanacaq müxtəlif komponentlərin mexaniki qarışığı olduğundan ona qarışıq yanacaq deyilir. Tərkibindəki sintetik kauçuk təkcə yanacaq rolunu deyil, həm də yanacaq qarışığının bütün tərkibini bir yerdə saxlayan bağlayıcı komponenti (bağlayıcı) yerinə yetirir.

Qarışıq yanacaqlar yalnız bir neçə meqapaskal təzyiqdə sabit yana bilər ki, bu da bərk yanacaqlı raket mühərrikinin çəkisini əhəmiyyətli dərəcədə azalda bilər. Burada əlavə qazanc, lazımsız hala gələn yanacaq yükünün gövdəyə bərkidilməsi elementlərini aradan qaldırmaqla əldə edilir; eyni zamanda bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin dizaynı da sadələşdirilmişdir. Şarj daxili kanallar vasitəsilə (dizayn tərəfindən nəzərdə tutulmuşdur) yandıqda, bərk yanacaq raketinin mühərrik korpusu, demək olar ki, yanma məhsullarının təzyiqindən və temperaturundan yükləri qəbul edən yanacaq qövsü sayəsində gücləndirilir və istilik təsirlərindən qorunur. bərk yanacaq raket əməliyyatının bütün vaxtı.

Bütün bunların nəticəsində yüksək xüsusiyyətlərə (xüsusi impuls və nisbi yanacaq tərkibinə) malik, uzun müddət (onlarla, sonra isə yüzlərlə saniyə) etibarlı işləməyə qadir olan bərk yanacaqlı raket mühərrikləri yaratmaq mümkün oldu. Bərk yanacaq raket avadanlığının yeni texnologiyası və qarışıq yanacaq komponentlərinin daha yüksək təhlükəsizliyi sayəsində əvvəlkindən qeyri-mütənasib olaraq daha böyük yüklər istehsal etmək mümkün oldu. Sonradan məlum oldu ki, qarışıq yanacaqlar da bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin xüsusi impulsunu artırmaq üçün daha böyük potensiala malikdir.

Qarışıq yanacağın ixtirası, yanacaq doldurmalarının istehsalı üçün yeni texnologiyanın inkişafı ilə birlikdə bərk yanacaqlı raket mühərrikləri və bütün raket texnologiyaları sahəsində əsl inqilab etdi. Məhz bu yeni tipli bərk yanacaq mühərrikləri ABŞ-a ilk peykini buraxarkən (1958) ölkəmizi izləməyə və kosmik gəmini planetlərarası trayektoriyaya salmağa (1959) imkan verdi. Bu halların hər ikisində ikinci, üçüncü və dördüncü mərhələlərdə fərqli sayda demək olar ki, eyni möhkəm yanacaqlı raket mühərrikləri ilə dörd mərhələli reaktiv daşıyıcılardan (müvafiq olaraq "Juno-1" və "Juno-2") istifadə edilmişdir: a 11 mühərrik dəstəsi, bir dəstə 3 mühərrik və bir mühərrik. Bütün bu bərk yanacaqlı raket mühərrikləri 6,5 s işləyib və 2160-dan 2450 m/s-ə qədər xüsusi impulsla hər biri təxminən 7 kN təkan yaratdı. 150 mm diametrli polad silindrik bərk yanacaq mərmilərində polisulfid yanacaq bağı ilə 21-23 kq qarışıq yanacaq var idi; yük yanması eksenel ulduzşəkilli kanalın səthi boyunca baş verdi. Bu təvazökar mühərriklər astronavtikada bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin geniş istifadəsinin əsasını qoydu.

Kosmik bərk yanacaq raket mühərrikləri sahəsində sonrakı irəliləyiş qarışıq yanacaqların daha təkmil kompozisiyalarının inkişafı, onlarla saniyə ərzində işləməyə qadir olan reaktiv nozzlərin dizaynlarının yaradılması, yeni struktur, istilik izolyasiya edən və digər materiallar, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istehsalı üçün texnoloji proseslərin təkmilləşdirilməsi və s. İndi yanacaqları və yanacaq ödənişlərini, eləcə də müasir kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin reaktiv nozzlərini daha ətraflı nəzərdən keçirək.

Yanacaq və yanacaq ödənişləri. Kalium perklorat və polisulfidə əsaslanan qarışıq yanacaqlar ilk dəfə bərk yanacaqlı raket mühərriklərində geniş istifadə edilmişdir. Qatı yanacaqlı raket mühərriklərinin xüsusi impulsunda əhəmiyyətli artım kalium perklorat əvəzinə ammonium perkloratın, polisulfid kauçukların əvəzinə polisulfid kauçukların, daha sonra polibutadien və digər kauçukların istifadə edilməsindən və əlavə yanacaq, toz alüminium tətbiq edildikdən sonra baş verdi. yanacaq tərkibinə daxil olur. Demək olar ki, bütün müasir kosmik bərk yanacaq raket mühərrikləri ammonium perklorat, alüminium və butadien polimerlərindən (CH 2 = CH - CH = CH 2) hazırlanmış yükləri ehtiva edir.

Bu əsas komponentlərə əlavə olaraq yanacağa onun fiziki, mexaniki və texnoloji xassələrini yaxşılaşdırmaq, yanacaq bağlayıcının polimerləşməsini təmin etmək, hesablanmış yanma xüsusiyyətlərini almaq, icazə verilən saxlama həcmini artırmaq üçün nəzərdə tutulmuş plastifikatorlar, sərtləşdiricilər, katalizatorlar və digər əlavələr də daxil edilir. yükün ömrü və s. Aşağıda müasir yüksək güclü bərk yanacaq raket mühərriklərində istifadə edilən qarışıq yanacağın tipik tərkibi verilmişdir:

Müasir kosmosda bərk yanacaqlı raket mühərriklərində dəyişdirilmiş iki əsaslı və ya qarışıq iki əsaslı yanacaq da nisbətən nadir hallarda istifadə olunur. Soyaddan belə çıxır ki, tərkibinə görə bu yanacaq adi iki əsaslı yanacaq və qarışıq yanacaq arasında aralıqdır. Həqiqətən, hər iki yanacağın komponentlərini ehtiva edir: adətən kristal ammonium perklorat (oksidləşdirici) və nitroselüloz-nitrogliserin qarışığı ilə bağlanmış toz alüminium (yanacaq) (hər birində əlavə oksidləşdirici və yanacaq var). Dəyişdirilmiş iki əsaslı yanacağın tipik tərkibi:

Qarışıq polibutadien yanacağı ilə eyni sıxlıqda, dəyişdirilmiş iki əsaslı yanacaq bir qədər yüksək xüsusi impulsla xarakterizə olunur. Onun dezavantajları daha yüksək yanma temperaturu, yüksək qiymət, artan partlayıcılıqdır (partlamaya meyl). Xüsusi impulsu artırmaq üçün həm qarışıq, həm də modifikasiya olunmuş iki əsaslı yanacağa heksogen (CH 2 NNO 2) 3 , oktogen (CH 2 NNO 2 ) 4 və s. kimi yüksək partlayıcı kristal oksidləşdiricilər daxil edilə bilər. tərkibi yanacağın artan partlama təhlükəsi ilə məhdudlaşır.

Qatı yanacaqlı raket mühərriklərinin qarışıq yanacaqla təchiz edilməsi üçün tipik texnoloji proses aşağıdakı kimidir. Əvvəlcə korpusun daxili səthi hazırlanır (təmizləmə, yağdan təmizləmə və s.) və yanacaq kütləsi hazırlanır. Sonra, müəyyən edilmiş səthə ardıcıl olaraq bir neçə sintetik polimer material tətbiq olunur, üç təbəqə meydana gətirir: yapışqan, istilik qoruyucu və yenidən yapışdırıcı (şəkil 3). Üstəlik, texnoloji proses elə hesablanır ki, yanacaq qarışığının bərkiməsi ilə yanaşı, sonuncu təbəqənin vulkanizasiyası başa çatdırılsın. O, qarışdırıcılarda hazırlanır, burada ilkin komponentlər qalın, özlü mayeyə çevrilir.Bu əməliyyat və qarışığın sonradan bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsinə tökülməsi hava və həll olunmuş qazları havadan təmizləmək üçün əsasən vakuum altında aparılır. qarışığı və beləliklə yükdə boşluqların yaranmasının qarşısını alır.

Yanacaq doldurmaq üçün bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsi havanın isitmə və havalandırma sistemləri ilə təchiz olunmuş xüsusi texnoloji kameraya yerləşdirilir. Daxili kanalları olan bir yük əldə etmək üçün qutunun içərisinə uyğun formalı mandrellər (çubuqlar) quraşdırılır (sonradan çıxarılır). Yanacaq bərk yanacaq raket mühərrikinin korpusuna töküldükdən sonra proses kamerası bağlanır və 3-7 gün ərzində təxminən 60 °C temperaturda saxlanılır ki, bu da yanacaq kütləsinin qurumasını təmin edir. Göstərilən müddət bitməzdən əvvəl, yanacaq kütləsi ilə birlikdə sərtləşən istehsal yükünün müəyyən səthlərinə polimer zireh örtüyü tətbiq etmək üçün kamera qısa müddətə açıla bilər.

Hazır yük sərt rezin və ya plastik kimi görünür. Soyuduqdan sonra kütlənin davamlılığına və vahidliyinə, yanacağın gövdəyə güclü yapışmasına və s. üçün diqqətli nəzarətə məruz qalır. Şlamda çatlar və məsamələr, həmçinin bəzi yerlərdə onun gövdədən təbəqələşməsi yolverilməzdir. , çünki onlar işləmə müddətində müvafiq azalma (yanma səthinin artması səbəbindən), bədənin yanması və hətta partlayışlarla bərk yanacaq itkisinin dizayn edilməmiş artmasına səbəb ola bilər. Bu şəkildə təchiz olunmuş korpusun keyfiyyətini yoxlamaq üçün rentgen, ultrasəs və digər qüsurları aşkarlama üsullarından istifadə olunur.

düyü. 3. Yanacaq yükünün bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsinə bərkidilməsi sxemi:

1 - bədən; 2, 4 - yapışqan tərkibi; 3 - istilik izolyasiya edən təbəqə; 5 - yanacaq doldurulması

Qarışığın gövdəyə tökülməsi ilə əldə edilən yanacaq yükü mahiyyətcə bərk yanacaqlı raket mühərrikinin yükdaşıyıcı strukturunun tərkib hissəsidir.O, statik, dinamik və istilik təsirlərinə tab gətirə biləcək qədər möhkəm və eyni zamanda elastik olmalıdır. bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istehsalı, daşınması və saxlanması zamanı və nəhayət, uçuş zamanı yaranan yüklər.

Güc yükünün hesablanması kompüterdən istifadə edərək həyata keçirilən mürəkkəb bir prosedurdur. Xüsusilə, yaranan çətinliklər, mümkün yük deformasiyalarının yük tətbiqinin təbiətindən asılı olması ilə izah olunur, çünki qarışıq yanacaq, digər polimerlər kimi, özlü elastik materiallara aiddir. Ümumiyyətlə, o, aşağı elastiklik modulu, yüksək nisbi uzanma, kifayət qədər yüksək dartılma gücü və açıq-aşkar axma gücü ilə xarakterizə olunur. Qarışıq yanacaq artan temperaturla sərtliyini və möhkəmliyini itirir, aşağı temperaturda sərt və kövrək olur (şüşəvari vəziyyətə çevrilir). Yüklərin (dövrlü olanlar da daxil olmaqla) təsiri altında yükün struktur pozğunluqları “toplanır” və nəticədə yükün sərbəst səthində çatlara çevrilir və ya yükün korpusdan ayrılmasına səbəb olur. Kompozit yanacaq yavaş yük tətbiqi altında olduqca çevikdir, lakin sürətli, şok tətbiqi altında kövrəkdir. Sonuncu vəziyyət, məsələn, bərk yanacaqlı raket mühərrikinin işə salınma anına, içindəki təzyiq kəskin şəkildə yüksəldikdə uyğun gəlir.

Yanacağın bütün bu xüsusiyyətlərinə əlavə olaraq, bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gücü hesablanmasında yanacaq, gövdə materialı və tərkibindəki materiallar üçün xarakteristikalardakı əhəmiyyətli fərq (istilik genişlənmə əmsalı və s.) nəzərə alınmalıdır. arasında. Yanacaq yükü ilə istilik izolyasiya edən təbəqə arasında əlaqənin bütövlüyünün təmin edilməsi etibarlı bərk yanacaq raket mühərriki yaratmaq üçün vacib şərtdir. Bu əlaqənin gücü, eləcə də yükün özü, son nəticədə yanacağa daxil olan yanacaq-bağlayıcı materialın gücü ilə müəyyən edilir.

Möhkəm yanacaqlı raket mühərriki layihələndirilərkən, onun istehsalı üçün texnoloji prosesin işlənib hazırlanması və buraxılış aparatının və kosmik gəminin bir hissəsi kimi sonrakı istismarı zamanı nəzərə almaq lazımdır ki, bərk yanacaqlar, eləcə də zireh, istilik izolyasiya edən, yapışdırıcı. və digər polimer materiallar "qocalmağa" məruz qalır, yəni polimerlərdə baş verən kimyəvi və fiziki proseslər nəticəsində xassələrdə geri dönməz dəyişiklik olur. Buna görə də təchiz olunmuş bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin uzun müddət saxlanması zamanı yükün enerji və ballistik parametrləri pisləşə, yanacağın xarici təsirlərə həssaslığı arta, müxtəlif konstruksiya elementlərinin möhkəmliyi azala və digər arzuolunmaz dəyişikliklər baş verə bilər. baş verir. Bu vəziyyət bərk yanacaqlı raket mühərrikləri və raket yanacaqlarının tərtibatçılarını polimer materialların tərkib hissələrini diqqətlə seçməyə, təkcə onların ayrı-ayrılıqda sabitliyinə deyil, həm də sabitliyinə diqqət yetirməyə məcbur edir. qarşılıqlı uyğunluq üçün. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin saxlanması müvafiq şəraitə və istismar qaydalarına riayət olunmaqla həyata keçirilir. Tipik olaraq, zəmanətli raf ömrü yanacaq yükünün və ona bitişik yapışan təbəqənin güc xüsusiyyətlərinin azalması ilə müəyyən edilir.

Jet nozzilər. Yanacaq doldurulması ilə bağlı əsas məsələləri müzakirə etdikdən sonra, keçək raket yanacaqlı raket başlığına. Mühərrikin bütün işləmə müddəti ərzində burun 3500 K-ə qədər başlanğıc temperaturu və 7 MPa və ya daha çox təzyiqə malik qaz axınından təsirlənir, 3 km / s-ə çatan sürətlə hərəkət edir (çıxışda). nozzle). LRE kamerası maye yanacaq komponentləri ilə soyudulursa, bərk yanacaqlı raket mühərriki yaratarkən yalnız istiliyədavamlı, istilik izolyasiya edən və digər xüsusi materialların istifadəsinə etibar etmək olar.

Müasir kosmik bərk yanacaqlı raket mühərrikinin başlığının tipik dizaynı Şek. 4. Burun divarının müxtəlif materialların bir neçə qatından ibarət olduğunu göstərir. Onların hər biri çox spesifik funksiyanı yerinə yetirir. Başlığın xarici qabığı (köynəyi) onun əsas güc elementidir. O, yüksək möhkəmlikli poladlardan, titan və alüminium ərintilərindən, həmçinin möhkəmləndirilmiş plastiklərdən hazırlanır. Qaz axınının istilik və eroziv təsirlərindən gödəkçə yanan qazla birbaşa təmasda olan daxili qabıqla qorunur. Burun boğazı yalnız bir neçə materialın tab gətirə biləcəyi xüsusilə güclü istilik və eroziv təsirlərə məruz qalır.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərində əldə edilən yüksək temperaturda ən çox ən yaxşı performans qrafit, xüsusilə pirolitik var. Sonuncu nəinki eroziyaya yaxşı müqavimət göstərir, həm də üstünlüklərə malikdir ki, o, kristallaşma səthi boyunca istiliyi yaxşı keçirir və buna perpendikulyar istiqamətdə istilik izolyasiya xüsusiyyətlərinə malikdir, həmçinin istilik genişlənməsinin aşağı əmsalına malikdir. Müxtəlif növ qrafitlərdən üzük əlavələri və ya nazik qoruyucu lövhələr (piroqrafit) hazırlamaq üçün istifadə olunur, onlar burunların ağızlarına quraşdırılır. Bu cür struktur elementlər, lakin əsasən kiçik bərk yanacaqlı raket mühərrikləri üçün xarakterikdir, çünki mühərriki işə salarkən böyük qrafit hissələrinin çatlama riski var - istilik zərbəsi səbəbindən. Piroqrafitin geniş yayılmasına onun yüksək qiyməti mane olur.

düyü. 4. Bərk yanacaq ucluğu:

1 - xarici qabıq; 2 - daxili qabıq; 3 - istilik izolyasiya edən qabıq

Çox vaxt kosmos raketi yanacaqlarının daxili hissələri istiliyədavamlı plastiklərdən hazırlanır, burada qrafit, karbon, silisium, kvars və ya asbest lifləri fenol-formaldehid qatranlarından istifadə edərək bir-birinə bağlanır (beləliklə, bu liflər gücləndirici doldurucular və qatranlardır). bağlayıcılardır). Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin işləməsi zamanı bu materialların isti qazla təmasda olan səth təbəqəsi ablasiyaya məruz qalır, yəni ərimə, buxarlanma, parçalanma və kimyəvi eroziya, sonra isə qaz axını ilə kütləvi daxil olma.

Yuxarıda sadalanan ablativ materiallardan eroziyaya ən davamlı olanı, burun boğazlarında istifadə olunan karbon və qrafit plastikləridir. Qalan ərazilərdə daha az davamlı, lakin daha ucuz olan digər plastiklərdən istifadə etməyə çalışırlar. Daxili ablativ qabıq və burunun xarici güc gödəkçəsi arasında, adətən, aşağı istilik keçiriciliyi ilə xarakterizə olunan və gödəkçənin istilikdən əlavə qorunması kimi xidmət edən asbest və ya silikon plastikdən hazırlanmış bir istilik izolyasiya təbəqəsi təmin edilir.

Plastik ucluq hissələrinin istehsalı prosesi adətən müvafiq materialdan lentin profilli mandrelə bükülməsini, sonra məhsulun 7 MPa-a qədər təzyiqdə və təxminən 150 °C temperaturda bərkidilməsini və nəhayət yaranan iş parçasının emal edilməsini əhatə edir. tələb olunan ölçülər. Burunluğu yığarkən, plastik hissələr epoksi yapışdırıcılarla bərkidilir, daha sonra normal mühit şəraitində qurudulur.

Yuxarıdakılardan göründüyü kimi, bərk yanacaqlı raket mühərriki struktur sadəliyi ilə xarakterizə olunur, maye yanacaqlı raket mühərriki isə boru kəmərlərini təchiz edən yanacaq çənlərini, doldurma və boşaltma və boşaltma təhlükəsizlik klapanlarını ehtiva edən sevk sisteminin yalnız bir hissəsidir. , eləcə də bir sıra digər elementlər, özlüyündə Bərk yanacaqlı raket mühərriki, mahiyyət etibarilə, hərəkət sistemidir. Lakin, gördüyümüz kimi, bu “sadə” mühərrikin yaradılması nəzəri biliklərin, texnologiyanın kimya sahəsinin, istehsal proseslərinin texnologiyasının son dərəcə yüksək inkişafını, eləcə də bir çox texniki “sirrlərə” yiyələnməyi tələb edir.

Daha əvvəl ifadə edilənlərlə yanaşı, astronavtikada bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istifadəsinin lehinə bəzi mülahizələr vermək faydalıdır. Hər şeydən əvvəl qeyd edirik ki, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin sadəliyi, bərk yanacağın yüksək sıxlığı ilə birlikdə, strukturun ümumi kütlənin yalnız 5-7% -ni (maye istifadə edərkən) təşkil etdiyi hərəkət sistemləri yaratmağa imkan verir. yanacaq raket mühərrikləri, bu rəqəm 1,5 dəfə pisdir). Bu vəziyyət LRE ilə müqayisədə bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin aşağı xüsusi impulsunu böyük ölçüdə kompensasiya edir. Bu ən vacib parametrə görə, bərk yanacaqlı raket mühərrikləri maye oksigen - maye hidrogen yanacağı ilə işləyən ən yaxşı raket mühərriklərindən 1,5 dəfə aşağıdır. Məlumdur ki, bu səmərəli yanacaq insan tərəfindən Aya uçuşların uğurla həyata keçirilməsində amillərdən biri olub. Bununla belə, onun istifadəsi həmişə məqsədəuyğun deyildir, çünki bu, xüsusən də buxarlanan kriogen komponentlərin (xüsusilə maye hidrogen) itkilərini aradan qaldırmaq üçün xüsusi tədbirlərin görülməsi zərurəti ilə əlaqələndirilir. Və bu, əlbəttə ki, ağırlığa, dizaynı çətinləşdirməyə və bütün təyyarənin etibarlılığını azaltmağa gətirib çıxarır.

Buna görə də, təkan sistemindən yalnız kiçik bir ümumi itələmə impulsunun tələb olunduğu hallarda və daha çox, cihazın kosmosa buraxılmasından bir neçə saat və ya gün sonra işə salınması lazım olduqda, belə istifadə etmək daha sərfəlidir. normal şəraitdə komponentləri maye olan yüksək qaynayan yanacaqlar adlanır. . Tipik belə bir yanacaq, məsələn, azot tetroksidinin qeyri-simmetrik dimetilhidrazin ilə birləşməsidir.

Amma xüsusi impuls baxımından bu maye yanacaq bərk yanacaqdan 10% üstündür. Beləliklə, eyni ümumi itələmə impulsunu əldə etmək üçün maye yanacaqdan 10% daha çox bərk yanacaq istehlak etmək lazımdır. Bununla birlikdə, bərk yanacağın daha yüksək sıxlığı (müəyyən edilmiş maye üçün 1,21 q / sm 3 ilə müqayisədə 1,76 q / sm 3) səbəbindən istehlak edilə bilən bərk yanacağın bütün tədarükünü yerləşdirmək üçün daha kiçik bir həcm tələb olunacaq: Və bu azalma deməkdir. strukturun kütləsində və nəticədə yanacaqla işləyən mühərrik sisteminin ilkin kütləsi maye və bərk yanacaq üçün eyni ola bilər. Bu halda seçim ikincinin xeyrinə olacaq.

Yuxarıdakı mülahizələr əsasən astronavtikada bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin geniş istifadəsini izah edir. Fakt budur ki, mənimsənilmiş bərk yanacağın növü, o cümlədən ondan yük istehsalı texnologiyası ilə bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ilə daha qısa müddətdə, daha az xərclə və necə deyərlər, “daha ​​az risklə” yaradıla bilər. ” eyni gücə malik raket mühərriki ilə quraşdırmadan daha çox. Bu mülahizələr çox yüksək təzyiq səviyyələri ilə məşğul olduqda xüsusilə vacib olur. Dayandırıcı bərk yanacaqlı raket mühərrikləri bölməsində müzakirə ediləcək ən böyük bərk yanacaq mühərriki itmə gücünə görə ən güclü müasir raket mühərriklərindən 1,7 dəfə güclüdür. Yaradıldığı zaman tam miqyaslı nümunələrin yalnız dörd dəzgah sınağı aparıldı, bu cür sınaqların güclü maye yanacaqlı raket mühərriklərinin inkişafı bir neçə yüzlərlə həyata keçirildi.

Qeyd edək ki, 1965-ci ildə ABŞ-da gövdə diametri 6,6 m olan eksperimental bərk yanacaq raket mühərriki stenddə sınaqdan keçirilib.Bu mühərrikin tərkibində 730 ton yanacaq var idi və 26 MN-ə qədər təkan gücü inkişaf etdirdi. Eyni gücdə maye yanacaqla işləyən raket mühərrikinin yaradılması indiki dövrdə böyük çətinliklər yaradır. Beləliklə, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin imkanları tükənməkdən uzaqdır və onların həyata keçirilməsi inkişaf etməkdə olan kosmonavtikanın ehtiyaclarından asılı olacaq.

KÖMƏKÇİ KƏSAY SRM

Hazırda bu mühərriklər qəza-xilasetmə sistemlərində (SAS) və kosmik gəminin yumşaq enişində, kosmik gəminin uçuşunu idarə etməkdə, daşıyıcı aparatların burun cizgilərinin mərhələlərin ayrılması və boşaldılması sistemlərində, raket buraxılış qurğularının fırlanmasında və s. geniş istifadə olunur. Onların geniş tətbiqi ilk növbədə dizaynın sadəliyi, sürətli reaksiya və yüksək etibarlılıq ilə bağlıdır ki, bu da fövqəladə hallarda pilotlu kosmik gəmilərin ekipajlarını xilas edərkən xüsusilə vacibdir.

Məsələn, köməkçi funksiyaları olan bərk yanacaqlı bərk yanacaq raket mühərrikləri ilk tam bərk yanacaq Scout buraxılış aparatında (1960-cı ildən) tətbiq tapmışdır. Scout buraxılış maşınında dördüncü mərhələ fırlanma ilə sabitləşdirildi (bu mərhələni fırlatmaq üçün hər biri 0,18 kN olan 4 bərk yanacaq raket mühərriki istifadə edildi). Sonradan astronavtikada köməkçi bərk yanacaq raket mühərriklərinin istifadə dairəsi genişləndi: bir neçə nyuton gücünə malik bərk yanacaq raket mühərriklərindən (məsələn, peyklərin fırlanması və istiqamətləndirilməsi üçün) yüzlərlə kilonevtona qədər (kosmik gəmilərin fövqəladə xilasetmə sistemləri üçün). Bu bölmədə biz atış aparatlarında və kosmik gəmilərdə köməkçi bərk yanacaq raket mühərriklərinin quraşdırılmasının ən tipik nümunələrini nəzərdən keçirəcəyik.

Sovet kosmik gəmilərinin təcili xilasetmə və yumşaq eniş sistemləri üçün bərk yanacaqlı raket mühərrikləri. "Şərq". Başlanğıcda və eniş zamanı əsas təhlükə astronavtı təhdid etdiyi üçün kosmik gəminin xüsusi təhlükəsizlik sistemləri ilə təchiz edilməsi üçün tədbirlər görülüb. Təbiətdə qaçan reaktiv daşıyıcıda partlayış və yanğın zamanı işə salınma zamanı xilasetmə xüsusiyyətləri xilasetmə avadanlığının avtomatik işə salınmasını tələb edirdi. Bu. avtomatlaşdırma müəyyən bir ardıcıllıqla gəminin lyuk qapağından atəş açmaq üçün pirotexniki vasitələri işə saldı və astronavtla bir ejeksiyon oturacağına quraşdırılmış iki bərk yanacaq raket mühərrikini daxil etdi. Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri astronavtı bir neçə yüz metr məsafədə yanğın mənbəyindən uzaqlaşdırmağa imkan verdi. Bundan sonra paraşütlə eniş sistemi işə salınıb.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ilə ejeksiyon oturacaqlarının yalnız fövqəladə hallarda astronavtları xilas etmək vasitəsi kimi istifadə edildiyi Amerika Gemini kosmik gəmisindən fərqli olaraq, Vostok kosmik gəmisində eniş zamanı da ejeksiyondan istifadə edilə bilər. Bu zaman təqribən 7 km hündürlükdə eniş aparatının lyuk qapağı (təzyiq sensorlarından gələn siqnallara uyğun olaraq) yerə endirilib və astronavt atılıb. Bundan sonra əyləc paraşütü işə salınıb, daha sonra əsas paraşüt açılıb. Eniş maşınında həmçinin egzoz və əsas paraşütlərdən ibarət müstəqil paraşüt sistemi var idi.

“Vostok” kosmik gəmisinin altı buraxılışından hamısı uğurlu olub və eniş müəyyən ərazidə həyata keçirilib ki, bu da daşıma aparatının və kosmik gəminin yüksək etibarlılığını, habelə uçuşların təhlükəsizliyinin təmin edilməsinə yönəlmiş tədbirlərin yüksək səmərəliliyini təsdiqləyir. .

"Günəş doğuşu". Gəminin bu TİPİ prototipi olan Vostok gəmisindən əhəmiyyətli dərəcədə fərqlənirdi. Sonuncunun yüksək etibarlılığına əmin olan dizaynerlər həm də həcmli və ağır ejeksiyon oturacağından imtina etdilər. Eniş sistemi də dəyişdi. İndi ona aşağıdakı əməliyyatlar daxildir: təxminən 5 km hündürlükdə, eniş maşınının eniş sürəti atmosferdə əyləc nəticəsində aşağı düşdüyü zaman paraşüt konteynerinin qapağı atəşə tutulmuş və paraşüt sistemi işə salınmışdır. 220 m/s. Təxminən 6 dəqiqədən sonra gəmi Yerin səthinə çıxdı və yerə toxunmazdan əvvəl bərk yanacaqlı raket mühərriki ilə əyləc hərəkəti sistemi işə salındı ​​və bu, eniş sürətini demək olar ki, sıfıra endirdi.

Yumşaq enişli bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istifadəsi 1964-cü ildə Vosxod-1 kosmik gəmisinin uçuşu zamanı başladı.

"Birlik". Yanğın və ya partlayış zonasını sürətlə tərk etmək üçün ekipaj eniş maşınında olduqda bort sistemlərinin yoxlanılması rejimində Soyuz kosmik gəmisi xüsusi təcili çıxış sistemi ilə təchiz edilmişdir. “Soyuz” kosmik gəmisinin bu təcili xilasetmə sistemi (SAS) 1967-ci ildən üç pilləli “Vostok” daşıyıcı aparatının daha təkmil versiyasının meydana çıxması ilə istifadə olunur. SAS, buraxılışdan əvvəl hazırlığın son mərhələsində, xidmət personalı artıq buraxılış mövqeyini tərk etdikdə, buraxılış aparatının və kosmik gəminin xidmət təsərrüfatları ayrıldıqda təqdim edilə bilər. Bu sistemin köməyi ilə gəmi qəza zonasından enən maşını ayırmaq və paraşüt eniş sistemini işə salmaq üçün kifayət qədər yüksəkliyə çıxarılır.

Soyuz kosmik gəmisinin SAS-nin hərəkət sistemi üç növ bərk yanacaq raket mühərriklərinin quraşdırılmasıdır (qapağın birinci səhifəsindəki şəklə baxın). Sistemin yuxarı hissəsində SAS bölməsinin çoxburunlu bərk yanacaqlı raket mühərriki və raketin atmosferin sıx təbəqələrindən keçməsi zamanı gəmini aerodinamik istilikdən qoruyan yarmarka var. Baş qatı yanacaqlı raket mühərriki (təkmə qüvvəsi 750 kN, yanacaq yükünün kütləsi 1 t) 12 nozzle buraxılış vasitəsinin uzununa oxuna 30 ° bucaq altında yerləşdirilmişdir. Bu mühərrikin pərdəsi altında enmə modulunun və gəminin orbital hissəsinin təhlükə zonasından uzaqlaşdırılmasını və geri çəkilməsini təmin edən dörd idarəedici bərk yanacaq raket mühərriki var.

SAS-ın işləməsi nəticəsində gəmi 1200 m-ə qədər hündürlüyə qalxa və buraxılış yerindən 3 km-ə qədər məsafəyə (küləyin istiqamətindən asılı olaraq) tullana bilər.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri Soyuz kosmik gəmisinin eniş sistemlərində (paraşüt sistemi ilə birlikdə) tətbiq tapmışdır. Eniş maşınının enişi aşağıdakı kimidir. Birbaşa Yer üzündə, enişdən 10 dəqiqə əvvəl, enən avtomobilin ön hissəsində yerləşən yumşaq eniş mühərriklərini əhatə edən onsuz da lazımsız olan ön istilik qoruyucusu ayrılır. Eyni zamanda, ekipaj eniş üçün hazırlaşmağa başlayır və astronavtların qruplaşdırıldığı oturacaqların amortizator sistemi əyilir. Yerin özünə yaxın, təxminən 1 m hündürlükdə, altı bərk yanacaqlı bərk yanacaq raket mühərriki işə salınır (bir neçə kilonewton gücündə, bərk yanacaq raket mühərrikinin yükü 9 kq, iş vaxtı saniyənin bir hissəsi). Bu mühərriklər, nəhayət, enən avtomobilin paraşütlə enmə sürətini (təxminən 7-8 m/s), demək olar ki, 0 m/s-ə endirir.

Amerika kosmik gəmiləri üçün təcili xilasetmə sistemlərinin bərk yanacaqlı raket mühərriki. "Merkuri". İlk Amerika kosmik gəmisində, buraxılışda qəza baş verdikdə və buraxılışın ilkin mərhələsində, gəminin yüksəkliyə qədər geri çəkilməsini təmin edən bərk yanacaqlı raket mühərriki ilə təcili xilasetmə sistemindən istifadə edildi. 760 m.Sonra paraşüt sistemindən istifadə edərək gəmi suya enə bildi. "Merkuri" gəmisinin bərk yanacaq mühərriki SAS (Şəkil 5) 30-a qədər maksimum yüklənmə yarada bilər. g və ~ 1 s üçün 230 kN-lik bir təkan inkişaf etdirin. Möhkəm yanacaqlı raket mühərriki elə quraşdırılıb ki, onun üç nozulunun yaratdığı nəticə itkisi gəminin kütlə mərkəzinə nisbətən yerdəyişsin ki, gəminin buraxılış vasitəsinin uçuş yoluna nisbətən eninə istiqamətdə ayrılmasını təmin etsin.

Gəminin reaktiv daşıyıcıdan təhlükəsiz məsafəyə ayrılmasından sonra fermanı artıq öz vəzifəsini yerinə yetirmiş bərk yanacaqlı raket mühərrikindən atmaq planlaşdırılırdı. Bunun üçün 1,5 saniyə ərzində 3,6 kN-lik bir təkan inkişaf etdirə bilən başqa bir bərk yanacaqlı raket mühərriki (həmçinin üç burunlu) nəzərdə tutulmuşdur. Uçuşun normal gedişi zamanı SAS müəyyən hündürlüyə endirilib və gəmi ilə birlikdə reaktiv daşıyıcı raket uçuşunu davam etdirib.

"Merkuri" kosmik gəmisinin pilotlu uçuşları təcrübəsində SAS istifadə edilmədi. Lakin bu sistem bortda xüsusi qurğu (“robot”) ilə orbitə çıxarılan, insanın nəfəs almasını, hərarətini və nitqini imitasiya edən “Merkuri” eksperimental (pilotsuz) kosmik gəmisinin ilk buraxılışı zamanı işə salınıb (25 aprel 1961). . Aparıcı raket buraxılışdan 30 saniyə sonra Yerdən əmr əsasında partladılıb, lakin partlayışdan əvvəl SAS gəmini ayırıb, o, suya paraşütlə düşüb və buraxıldıqdan 25 dəqiqə sonra helikopter tərəfindən götürülüb. Bu hal praktikada kosmik gəmilər üçün təcili xilasetmə sistemlərində bərk yanacaqlı raket mühərriklərindən istifadənin məqsədəuyğunluğunu sübut etdi.

düyü. 5. “Merkuri” kosmik gəmisinin qəza-xilasetmə sistemi:

1 - bərk yanacaq raket gəmisinin geri çəkilməsi; 2 - SAS sıfırdan bərk yanacaq raket mühərriki; 3 - təsərrüfat; 4 - kosmik gəmi; 5 - gəminin orbitdəki reaktiv daşıyıcıdan bərk yanacaqlı raket mühərrikinin ayrılması; 6 - orbitdən çıxma zamanı gəminin bərk yanacaqlı raket mühərrikinin yavaşlaması

düyü. 6. Apollon kosmik gəmisinin fövqəladə xilasetmə sistemi:

1 - uçuş yolunu idarə etmək üçün bərk yanacaqlı raket mühərriki (gəminin yan tərəfə çıxarılması); 2 - SAS sıfırdan bərk yanacaq raket mühərriki; 3 - bərk yanacaq raket gəmisinin geri çəkilməsi; 4 - ekipaj bölməsi

"Əkizlər". Kosmonavtların ejeksiyon oturacaqlarının köməyi ilə fövqəladə vəziyyətdə xilas edilməsi atılma anında sürət və uçuş hündürlüyü ilə məhdudlaşır. Bəzi kosmik gəmilərdə, SAS əvəzinə, bərk yanacaqlı raket mühərriklərindən istifadə edən ejeksiyon oturacaqları istifadə edildi. Məsələn, Əkizlər kosmik gəmisində hər iki astronavtı atmaq üçün siqnal onlardan hər hansı biri tərəfindən verilə bilərdi ki, bunun üçün o, ayaqları arasında quraşdırılmış konteynerdən halqanı çıxarmalı idi. Astronavtların oturacaqlarının arxasında atılma zamanı bələdçi rolunu oynayan relslər var idi. Ejeksiyon squibs istifadə edərək həyata keçirildi. Üstəlik, kilidləmə sistemi, astronavtların olduğu stulların atıldığı partlayıcı boltların köməyi ilə eniş lyukları (onlardan ikisi var) açılmadan əvvəl patronların işləməsinə mane oldu.

Kosmonavtlar işə salındıqdan sonra, kosmonavtlar olan oturacaqlar kosmik gəmidən kənarda olduqda, oturacaqlarda quraşdırılmış bərk yanacaqlı raket mühərrikləri işə salındı ​​(işləmə müddəti 0,27 s, ümumi impuls 8,4 kN s), bu da oturacaqları bir sürətlə irəli atdı. kosmik gəminin uzununa oxuna 49° bucaq. Maksimum atma sürəti 24 g. Hesablamalara görə, buraxılış zamanı qəza baş verərsə, bu bərk yanacaqlı raket mühərrikləri astronavtların olduğu oturacaqların raketdən 150 m uzağa atılmasını təmin etməli idi.Təcrübələrdə oturacaqlar 300 m kənara atıldı. və 140 m.

Düşdükdən sonra stul ayrılır, kreslonun sabitləşməsini və əyləclənməsini təmin edən şişirdilmiş balon yerləşdirilir, sonra isə paraşütlər açılır. Ekipajın enişi su üzərində həyata keçirilib.

"Apollon". Onun SAS-ı qəza vəziyyətində ekipaj bölməsini yuxarı (irəli) və daşıyıcıdan uzağa atmaq üçün nəzərdə tutulmuşdu. təcili Apollon kosmik gəmisinin buraxılışında və uçuşunun ilkin mərhələsində (~ 80 km yüksəkliyə qədər). SAS-a üç bərk yanacaq raket mühərriki quraşdırılmış çərçivə daxil idi (Şəkil 6). Bu strukturun ümumi çəkisi 4 ton, uzunluğu 7 m-dir.

Təxminən 3 m hündürlüyündə kəsilmiş tetraedral piramida şəklində olan çərçivə borulardan (titan ərintisi) qaynaqlanmış və sökücü boltlar ilə ekipaj bölməsinə bərkidilmişdir. Ekipaj bölməsini yuxarıya (irəli) atmaq üçün nəzərdə tutulmuş bərk yanacaqlı raket mühərrikində mühərrikin uzununa oxuna 35 ° bucaq altında quraşdırılmış dörd nozzle var idi. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin uzunluğu 4,6 m, diametri 0,66 m, çəkisi 2,18 t (yanacaqsız - 0,73 t). Bərk yanacaq qüvvəsi 700 kN, müddət 6 s, yaranan sürətlənmə 9 g.

Fövqəladə vəziyyətdə, ekipajla birlikdə bölməni yan tərəfə atmaq üçün nəzərdə tutulmuş başqa bir bərk yanacaqlı raket mühərrikinin eyni vaxtda işə salınması nəzərdə tutulurdu. Uzunluğu 0,6 m, diametri 0,23 m və kütləsi 23 kq olan bu bərk yanacaq raket mühərriki 15,1 kN təkan yaratdı və 0,5 saniyə işlədi. Bu iki bərk yanacaq raket mühərrikinin fəaliyyəti dayandırıldıqdan sonra SAS-ı yenidən qurmaq üçün iki başlıqlı bərk yanacaq raket mühərriki işə salındı. Uzunluğu 1,5 m və kütləsi 0,25 ton olan o, 150 kN-lik bir təkan inkişaf etdirdi və 1 saniyədən az işlədi.

SAS-ı atdıqdan sonra ekipaj bölməsi paraşütlə endi. Heyətlə birlikdə kupenin yuxarı hissəsində yerləşən paraşütlərin dönə bilməsi üçün kupe xüsusi bir şəkildə istiqamətləndirilib və əvvəlcə aşağı enib. Uçuşun başlanğıcında və ya ilkin mərhələsində (36 km yüksəkliyə qədər) fövqəladə vəziyyət yaranarsa, ekipaj bölməsinin oriyentasiyası SAS gövdəsinin yuxarı hissəsində quraşdırılmış xüsusi aerodinamik səthlər tərəfindən təmin edilirdi. Gəminin geri çəkilməsi üçün bərk yanacaqlı raket mühərrikinin işinin sonuna qədər bu səthlər gövdəyə basılır və sonra açılır.

SAS-ı ekipajla birlikdə kupedən yalnız bölmənin istənilən oriyentasiyası təmin edildikdən sonra ayırmaq olar. Atmosfer sıxlığının aerodinamik səthlərin effektiv işləməsi üçün kifayət etmədiyi 36-80 km yüksəklikdə fövqəladə vəziyyət yaranarsa, SAS bərk yanacaqlı raket mühərrikinin istismarı başa çatdıqdan dərhal sonra ekipaj bölməsindən ayrıldı və bölmənin verilmiş istiqaməti, orada quraşdırılmış LRE oriyentasiya sistemindən istifadə etməklə təmin edilmişdir.

Başlanğıcda və uçuşun ilkin mərhələsində fövqəladə vəziyyət olmadıqda, təxminən 80 km hündürlüyə çatdıqda, mühərrikləri olan çərçivə ekipajla birlikdə bölmədən ayrılır, bunun üçün bərk yanacaqlı raket mühərriki olmalıdır. SAS-ı yenidən qurmaq və gəmini yan tərəfə keçirmək üçün işə salın.

Planetlərarası kosmik gəminin bərk yanacaqlı raket mühərriki. Yardımçı bərk yanacaq kimi raket mühərrikləri bir çox peyklərdə, eləcə də bir sıra planetlərarası kosmik gəmilərdə istifadə olunur. Buna misal olaraq Mars-2 və Mars-3 kosmik gəmiləri (1971-ci ildə buraxılmışdır) ola bilər. Bu kosmik gəmidə müxtəlif vəzifələri yerinə yetirən bir neçə bərk yanacaqlı raket mühərrikləri yerləşir (şək. 7). Aerodinamik əyləc konusunda iki cüt bərk yanacaq raket mühərriki (hər biri 0,5 kN) var idi. Marsa yaxınlaşarkən aerodinamik konusu kosmos gəmisindən enən vasitə ilə birlikdə ayrıldıqdan sonra fırlatmaq üçün bir cüt işə salındı ​​(işləmə vaxtı 0,3 s). Spin-up eniş aparatının aerodinamik konusunun Mars istiqamətində oriyentasiyasından sonra həyata keçirilib. Spin-up əməliyyatı Mars atmosferinin sıx təbəqələrinə daxil olarkən kosmik gəmiyə verilən orientasiyalı mövqe vermək zərurəti ilə əlaqədardır.

Sonra aparatı enmə trayektoriyasına köçürmək üçün yürüş edən bərk yanacaq raket mühərriki işə salındı ​​(müvafiq montaj çərçivəsi ilə birlikdə) və aerodinamikin fırlanmasını dayandırmaq üçün ikinci cüt bərk yanacaq raket mühərriki işə salındı ​​(işləmə müddəti 0,26 s). konus. Bu cütün bərk yanacaqlı raket mühərriki ucluqları birinci cütün bərk yanacaqlı raket mühərriki burunları ilə müqayisədə əks istiqamətə yönəldilmişdir.

Aparatın aerodinamik yavaşlamasından sonra, paraşüt sisteminin qapağını atmaq və pilot çubuqunu (təkmə qüvvəsi 6,5 kN) təqdim etmək üçün bərk yanacaqlı raket mühərriki işə salındı. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin işləmə müddəti 0,24 s-dir. Eyni zamanda, aerodinamik əyləc konusu geri çəkildi və pilot çubuq əsası çıxardı. Sonuncu, paraşüt sisteminin çıxarılması üçün bərk yanacaq raket mühərrikini paraşüt konteynerindən çıxardı (təkmə gücü 9 kN), paraşütlər eniş vasitəsini örtməsin və yumşaq yerə enən bərk yanacaq raket mühərriki (təkmə 56 kN).

düyü. 7. Mars-3 planetlərarası stansiyasının eniş aparatı:

1 - aerodinamik əyləc konusu; 2 - bərk yanacaq raketi; 3 - aparatın enmə trayektoriyasına bərk yanacaqlı raket mühərrikinin ötürülməsi; 4 - əsas paraşüt; 5 - eniş vasitəsi

Sonra eniş vasitəsinə quraşdırılmış altimetr işə salındı ​​və geri çəkilmə üçün bərk yanacaqlı raket mühərriki və yumşaq eniş üçün bərk yanacaq raket mühərriki ayrıldı. Birincisi paraşütü kənara atdı (işləmə müddəti 1 s), ikincinin köməyi ilə eniş vasitəsi Marsın səthinə yumşaq eniş etdi (işləmə müddəti 1,1 saniyə idi). Yumşaq eniş bərk yanacaq raket mühərriki başa çatdıqdan sonra, aşağı bir yarım paraşüt konteyneri atəşə verildi və yumşaq eniş bərk yanacaq qabığına quraşdırılmış iki yan bərk yanacaq raket mühərriki (ümumi itki 1 kN, işləmə müddəti 4 s) dəyişdirildi. haqqında. Onların vəzifəsi eniş vasitəsinin gövdəsinə dəyməmək üçün yumşaq enişli bərk yanacaq raket mühərrikini yan tərəfə aparmaq (atmaq)dır.

Yardımçı bərk yanacaqlı raket mühərrikləri Mars-5 və Mars-6, Ranger (bax. Şəkil 12-də səhifə 51) və s.

Köməkçi bərk yanacaqlı raket mühərrikləri. Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri reaktiv daşıyıcının burun cizgilərində qaz generatorları kimi, onların uçuşunu idarə etmək üçün, reaktiv daşıyıcının oriyentasiya sistemləri (məsələn, Tor-Able daşıyıcı aparatında), buraxılış aparatının mərhələ ayırma sistemlərində (məsələn, Titan-3Ci, Saturn ", MTKK "Space Shuttle") və s.

"Saturn-5". Ardıcıl üç mərhələdə davamlı maye yanacaqla işləyən raket mühərrikləri olan bu buraxılış aparatı gövdənin periferiyasında quraşdırılmış cəmi 18 köməkçi bərk yanacaq raket mühərrikindən ibarətdir. Bundan əlavə, birinci mərhələnin quyruq hissəsində bu mərhələni ayırmaq üçün 8 əyləcli bərk yanacaq raket mühərriki (hər biri 0,54 s ərzində 337 kN inkişaf edən) var. İkinci mərhələnin altındakı keçid bölməsində yanacaq çənlərində "yerləşdirmə" üçün 4 bərk yanacaq raket mühərriki (hər biri 102 kN inkişaf edən və 3,8 saniyə işləyir) var. Və nəhayət, altda, üçüncü mərhələdə, yanacaq "hazırlanması" üçün iki bərk yanacaq raket mühərriki (hər biri 3,9 s işləmə müddəti ilə 15 kN inkişaf edən) və daha dörd bərk yanacaq raket mühərriki (təkmə ilə) var. ikinci dərəcəli şöbələr üçün hər biri 1,5 s işləmə müddəti ilə 155 kN.

Sadalanan bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin işləmə ardıcıllığı aşağıdakı kimi idi. İstifadə olunmuş mərhələnin dəstəkləyici raket mühərriklərini söndürmək əmrindən 0,5-0,7 s sonra bərk yanacaqlı raket mühərrikləri işə salınaraq növbəti mərhələnin çənlərində yanacağın "qarağını" təmin edir. Başqa 0,1-0,2 saniyədən sonra əyləc bərk yanacaq mühərrikləri işə salınaraq, sərf olunan mərhələni ayırır. Hazırda onun davamlı mühərriklərinin gücü nominal dəyərin 10%-ni təşkil edir. Əyləc bərk yanacaq mühərrikləri işləməyə davam edir və növbəti mərhələ 0,1-0,6 s ətalətlə uçur və bərk yanacaq raket mühərrikinin təkanının təsiri altında yanacağın "çökməsi" (məsələn, ayrılan andan 1 s sonra). birinci və ikinci mərhələlər, aralarındakı məsafə 2 m-ə çatır ). Sonra yürüş raket mühərriklərini işə salmaq əmri verilir. 3-6 saniyədən sonra onlar nominal iş rejiminə çatırlar və bərk yanacaq raket mühərrikinin hərəkəti yanacağın "çöküntüsü" dayanır və tezliklə bu bərk yanacaq raket mühərrikləri mərhələnin "passiv" kütləsini azaltmaq üçün yenidən qurulur. Sıfırlama əməliyyatları pirotexniki sistemlərdən və yay itələyicilərindən istifadə etməklə həyata keçirilir.

Saturn-5 daşıyıcısının köməkçi bərk yanacaqlı raket mühərrikləri dizayn baxımından eynidir. Onların polad silindrik korpuslarında ammonium perklorat və polisulfid rezin əsasında qarışıq yanacaqdan hazırlanmış daxili ulduzşəkilli kanalları olan yüklər var. Ən böyüyü birinci mərhələnin əyləcli bərk yanacaq raket mühərrikləridir; onların hündürlüyü 2,24 m, diametri 0,39 m, çəkisi 228 kq (126 kq yanacaq daxil olmaqla). Üçüncü mərhələnin çənlərində yanacaq "qarası" təmin edən ən kiçik bərk yanacaq raket mühərrikləri hər birində 27 kq yanacaq ehtiva edir.

"Titan-ZSi", "Space Shuttle". İki bərk yanacaq "quraşdırılmış" mühərrikin hər birində (bunlar daha sonra müzakirə olunacaq) iki blokda qruplaşdırılmış səkkiz bərk yanacaq raket mühərrikinə malikdir. RDTT "Titan-ZSi" onların daxil edildiyi anda üz qabığının son səhifəsində göstərilir. Bundan sonra, Titan-ZSi daşıyıcı aparatının mühərriklərindən ən yaxşı xüsusiyyətləri ilə fərqlənən Kosmik Şattlın bərk yanacaqlı raket mühərriklərini nəzərdən keçirəcəyik. Onlar 95 kN-lik bir təkan inkişaf etdirir və 0,7 s işləyir (və itmənin artması və azalması proseslərini nəzərə alaraq - 1,2 s). Hər bir mühərrikin ümumi itələmə impulsu 82 kN s-dir. On altı guşəli ulduz şəklində daxili kanalı olan 35 kq ağırlığında yanacaq yükü (böyük yanma səthini təmin edir) diametri 32,6 sm olan silindrik korpusa yerləşdirilir.Mühərrikin ümumi uzunluğu 88 sm-dir. kütləsi 74 kq.

Qatı yanacaqlı raket mühərrikinin kamerasında yanacaq yandırıldıqda yüksək təzyiqli (təxminən 13 MPa) qazlar əmələ gəlir ki, bu da yanacağın potensial kimyəvi enerjisindən kifayət qədər səmərəli istifadə etməyə imkan verir. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsi və ucluğun montaj hissəsi alüminium ərintisindən, ucluğun çıxış hissəsi poladdan, soyudulmamış, başlıq boynu qrafitdən hazırlanmışdır.

“Space Shuttle” departamentinin bərk yanacaqlı raket mühərriki layihələndirilərkən, uçuş zamanı bərk yanacaqlı raket mühərrikindən axan qazların reaktiv axınlarının bu aparatın istilikdən qoruyan örtüyünə zərər verməməsinə xüsusi diqqət yetirilmişdir. Buna görə də, hər hansı yad bərk hissəciklərin (alovlandırıcı hissələri və istilik qoruyucu örtüklər və s.) qaz axınlarına daxil olma ehtimalını istisna etmək lazım idi. Hətta bərk yanacaq raket yanacağının tərkibi belə seçilmişdir ki, yanma məhsullarında bu hissəciklərin tərkibi az idi: qarışıq yanacaq yalnız 2% alüminiumdan ibarətdir (qalan hissəsi ammonium perklorat və hidroksil son qrupları olan polibutadiendir).

MART SPACE bərk yanacaqlı raket mühərrikləri

Bundan əlavə, buraxılış aparatlarının və kosmik gəmilərin mühərriklərinin xüsusi nümunələri nümunəsində broşürün əvvəlində sadalanan kosmosda gedən bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin tətbiqi sahələri izah olunur. Baxılan nümunələr ayrı-ayrı ölkələrdə və dünyada kosmik bərk yanacaq raket mühərriklərinin hazırkı inkişafı, mümkün texniki həllər, həyata keçirilən dizaynların müxtəlifliyi, kosmosun yaradılması və istifadəsində bəzi problemlər haqqında fikir verir. bərk yanacaqlı raket mühərrikləri, bu mühərriklərin əhəmiyyəti haqqında. Hekayəyə ən son hadisələrdən biri ilə başlayaq.

SRM mühərriki. Onun tam adı ingiliscə "Bərk raket mühərriki" deməkdir. SRM müasir bərk yanacaq raket mühərrikləri arasında ən böyüyüdür.O, aşağıdakı məlumatlar ilə xarakterizə olunur: hündürlüyü 38,2 m, gövdənin diametri 3,71 m, çəkisi 568 ton. 122 s işləyən mühərrik, demək olar ki, 1300 MN s ümumi itələmə impulsunu inkişaf etdirir. maksimum itki ~ 14 MN .

düyü. 8. SRM mühərriki

SRM qarışıq yanacaq, tərkibi və istifadə edir. xüsusiyyətləri səhifə 13-də verilmişdir. Mühərrikin bir xüsusiyyəti var ki, onun yanacaq yükünün 502 ton olan kütləsi (yəni ümumi kütlənin 88,4%-i) dörd bölmə arasında demək olar ki, bərabər paylanmışdır (şək. 8). , bunlar ayrıca istehsal olunur və sonra əl ilə quraşdırılmış kilidləmə sancaqları ilə mexaniki qıfıllar istifadə edərək bir parçaya birləşdirilir. Belə bir bölmə (seqment) dizaynı belə böyük bərk yanacaq raket mühərrikinin istehsalı və daşınması ilə bağlı problemləri həll edir. Bir gün ərzində zavoddan yığılmamış şəkildə birbaşa kosmodara daşına və orada yığıla bilər.

Fərdi SRM bölmələrinin korpusları yüksək möhkəmlikli poladdan hazırlanır və istilik izolyasiya təbəqəsi ilə yanmaqdan qorunur: asbest və silisium doldurucuları olan nitril rezindən hazırlanır. Şarj və termal qorunma arasında, karboksil son qrupu olan doldurulmuş polibutadien polimerinin bərkidici yapışan təbəqəsi təmin edilir. Bu polimer materiallar həm də yükün son səthlərini zirehləmək üçün istifadə olunur və bütün strukturun kütləsinin 11% -ni təşkil edir.

SRM təkanının əsas hissəsi yükün kiçik konik mərkəzi yuvarlaq kanalların səthləri boyunca yandırılması ilə yaradılır, ön hissədə yük on bir guşəli ulduz şəklində başlanğıc kanala malikdir. Yanan səthin bu konfiqurasiyası sayəsində bərk yanacaq qüvvəsi əvvəlcə artır, uçuşun təxminən 20-ci saniyəsində maksimum dəyərə çatır, sonra növbəti 40 saniyədə 1,5 dəfə azalır, bundan sonra bir qədər artır və yenidən azalır. Uçuşun 85-ci saniyəsi (birinci rəvan, 110-cu saniyədən isə kəskin). İtki dəyişikliyinin təsvir olunan təbiəti təyyarənin kifayət qədər yüksək ilkin sürətlənməsini, uçuşun orta mərhələsində struktura məhdud dinamik təzyiqi və kiçik yüklənməni təmin edir (3). g) uçuşun sonunda.

SRM-nin ön hissəsində 0,3 s ərzində yanacaq yükünün alovlanmasını təmin edən kiçik qısamüddətli bərk yanacaq raket mühərriki quraşdırılmışdır (belə alovlandırıcılara pirojenik deyilir). Arxa hissəyə təxminən 10 ton ağırlığında bir reaktiv nozzle bərkidilir, uzunluğunun 1/4 hissəsini gövdəyə itələyir. "Gəlinmiş" ucluqlar adlanan belə ucluqlar mühərrikin eksenel ölçülərini azaltmağa imkan verir və bir sıra digər üstünlükləri təmin edir.

Başlığın əsas struktur materialları polad və alüminium ərintisidir. Onların istilik qorunması karbon lifi ilə gücləndirilmiş fenolik ablativ örtük və şüşə liflə gücləndirilmiş fenol aralıq istilik izolyasiya təbəqəsi ilə təmin edilir. Sonuncu fenol həm də burunun çıxış hissəsi üçün struktur material kimi xidmət edir. Yanacaq yükünün yanması zamanı 3400 K temperaturda və 4,4 MPa təzyiqdə (maksimum təzyiq 1,5 dəfə yüksəkdir) qazlar əmələ gəlir. Başlıqda genişlənərkən, onlar Yer səthində 2480 m/s, vakuumda isə 2600 m/s-ə bərabər olan xüsusi impuls yaradırlar.

SRM mühərrikləri 1981-ci ildə uçmağa başlayacaq ilk Amerika kosmik gəmisi olan Space Shuttle üçün nəzərdə tutulmuşdur. Paralel olaraq quraşdırılmış və üç LRE ilə birlikdə işləyən iki bərk yanacaqlı raket mühərriki MTKK-nın buraxılışını və bərpasını 1981-ci ilə qədər təmin edəcək. hündürlüyü 45 km. Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ayrıldıqdan sonra, göstərilən raket mühərrikləri Kosmik Şöbənin ilk kosmik sürətə demək olar ki, bərabər sürətə çatana qədər daha 6 dəqiqə işləyəcək.

Hər bir bərk yanacaq raket mühərrikində MTKK-nın uçuş yolunu idarə etmək üçün burun boğazının ətrafında diametri təxminən 2 m və kütləsi 3 tondan çox olan universal çevik podşipnik quraşdırılmışdır ki, bu da (hidravlik ilə birlikdə) sürücülər) burunun iki eksenel müstəvidə ± 8 ° bir açı ilə fırlanmasını və nəticədə itmə vektorunun dəyişməsini təmin edir. İki başlığın müvafiq fırlanması ilə meydança, əyilmə və yuvarlanma nəzarəti əldə edilir. Bu rulman tək bloka yapışdırılmış alternativ polad və rezin dairəvi lövhələrə əsaslanır.

Space Shuttle MTKK-nın hesablanmış uçuş proqramı yalnız ayrı-ayrı bərk yanacaq raket mühərriklərinin işində müəyyən, çox böyük olmayan bir yayılma ilə təmin edilə bilər (uçuş zamanı nominal rejimə çatma vaxtı, hər bir zaman anında itmə və s.) . Əks halda, uçuşa nəzarət sistemi yaranan trayektoriya pozuntularını “dəf edə” bilməyəcək. SRM-nin sabit işləməsini təmin etmək üçün orijinal yanacaq komponentlərinin keyfiyyətinə və yanacaq doldurmalarının istehsalı texnologiyasına ciddi tələblər işlənib hazırlanmışdır. Hər bir xüsusi SRM cütü üçün ödənişlərin eyni vaxtda hazırlanması nəzərdə tutulur. Üstəlik, bir konteynerdə hazırlanmış yanacaq qarışığı növbə ilə hər iki bərk yanacaq raket mühərrikinin müvafiq seqmentlərinə töküləcək.

SRM mühərrikləri bitdikdən və ayrıldıqdan sonra paraşüt sistemi işə salınmalıdır ki, bu da bu bərk yanacaq raket mühərriklərinin yenidən istifadə edilməsi üçün okeanın səthinə yumşaq enişini təmin edəcək. Bu baxımdan SRM bərk yanacaq mühərrikləri arasında da unikaldır. Onun gövdəsi, məsələn, iyirmi dəfə, çevik podşipnik isə on dəfə istifadə üçün nəzərdə tutulub. Korpusun və başlığın istilik mühafizəsi hər uçuşdan sonra çıxarılacaq (reaktiv reaktiv) və yenidən tətbiq olunacaq. Xilas edilən bərk yanacaqlı raket mühərrikindəki dinamik yükləri məhdudlaşdırmaq üçün uçucunun plastik çıxış hissəsini uçuş yolunun yuxarı hissəsində istifadə edilmiş mühərrikdən atmaq qərara alındı. Başlığın atılmış qabığı həlqəvi piro yükün yaratdığı qazlarla kəsilir.

Qeyd etmək lazımdır ki, SRM kimi böyük bir mühərrik yaratarkən stenddə tam ölçülü eksperimental bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin yalnız dörd atəş sınağı aparmaq tələb olunurdu. Müvafiq olaraq, mühərrikin inkişafının dəyəri kiçik idi. Bu vəziyyət, xüsusən, SRM-ni hazırlayan Thiokol Korporasiyasının aşağıda müzakirə olunan başqa bir böyük bərk yanacaq raket mühərrikinin yaradılması və istismarı prosesində ABŞ-da əldə etdiyi təcrübədən tam istifadə etməsi ilə izah olunur. .

Mühərrik UA-1205. Birləşmiş Texnologiyalar Mərkəzi tərəfindən yaradılmış bu bərk yanacaqlı raket mühərriki 1965-ci ildən Ti-tan-3 ailəsinin müxtəlif buraxılış aparatlarının ilkin sürətləndirilməsi üçün istifadə olunur. Space Shuttle MTKK-da olduğu kimi, onlar da paralel sxemdə 45 km yüksəkliyə qədər işləyən iki bərk yanacaq raket mühərriki quraşdırırlar. Bu buraxılış aparatlarından biri (uçuşda, istifadə edilmiş bərk yanacaq raket mühərriklərinin ayrılması zamanı) broşürün üz qabığının son səhifəsində təqdim olunur.

UA-1205 bu günə qədər istismarda olan ən böyük bərk yanacaqlı raket mühərrikidir. Onun diametri 3,05 m olan polad silindrik gövdəsi təxminən 193 ton bərk yanacaq ehtiva edir, onun yanması 5,3 MN-ə çatan təkan yaradır. Mühərrikin işləmə müddəti 125 s, işlənmiş ümumi itələmə impulsu təxminən 500 MN s-dir. UA-1205 (Şəkil 9) bölmə dizaynına malikdir və tərkibində SRM mühərrikində istifadə edilənə oxşar qarışıq yanacaqla işləyir. Doldurma konfiqurasiyası SRM-də istifadə edilənə bənzəyir, lakin ayrı-ayrı bölmələrin arxa ucları (cəmi 7 var) zirehli deyil. Bununla əlaqədar olaraq, bərk yanacaqlı raket mühərrikinin işləməsinin başlanğıcında onun təkan gücü maksimum dəyərə çatır (yuxarıda göstərilmişdir), sonra tədricən ~ 70% -ə qədər azalır və son 20 saniyədə kəskin şəkildə sıfıra enir.

Şəkil 9 UA-1205 bərk yanacaq raket mühərriki ilə hərəkət sistemi

SRM-dən fərqli olaraq, UA-1205-də "girintili" ucluq yox, şərti var. Onun dizaynına qrafit halqa əlavələri (boyunda) və ablasyon materialları (silikat və digər parçalarla gücləndirilmiş fenol plastikləri) daxildir. Başlıqda sürətlənən yanma məhsulları mühərrikə 2610 m/s (vakuumda) xüsusi impuls verir.

Hər birində buraxılış aparatının uçuşuna nəzarət etmək üçün; UA-1205 mühərriki köməkçi işçi mayenin - maye azot tetroksidinin burundakı səsdən sürətli qaz axınına asimmetrik daxil edilməsinə əsaslanan itələyici vektor idarəetmə sistemi ilə təchiz edilmişdir. Bunun üçün, təxminən genişlənən hissənin ortasında burun ətrafında yerləşən elektriklə idarə olunan nozzilər təmin edilir. Kesitin hər kvadrantı üçün altı kilidlənmiş burun var, işə salındıqda burunun müvafiq yerində yanal idarəetmə qüvvəsi yaranır. Bu, axınların dinamik və kimyəvi qarşılıqlı təsiri, həmçinin köməkçi işçi mayenin jetinin yaratdığı güc impulsu ilə bağlıdır.

Bu halda eksenel thrust komponenti artsa da, bərk yanacaqlı raket mühərrikinin nəticələnən xüsusi impulsu yenə də azalır. Bu üsul, bir mühərrikdən istifadə edərkən, iki mühərrikdə isə (yəni Titan-3 ailəsinin buraxılış aparatında olduğu kimi) - həm də rulonda istifadə edərkən raketin meydança və kursda uçuşuna nəzarəti təmin edir. UA-1205-də azot tetroksidi sıxılmış azotla yerindən çıxarılan xüsusi bir çənin içərisindədir. Uçuş zamanı maye ehtiyatının təxminən 80% -i istehlak olunur ki, bu da ~ 4 tondur.

Ayırma sisteminin bərk yanacaqlı raket mühərriki nəzərə alınmaqla, UA-1205-ə əsaslanan hərəkət sistemi 26 m hündürlüyə və 230 ton kütləə malikdir.

Titan-3 ailəsinin LV-ləri istismarda olan seriyalı raketlərin daşıma qabiliyyətini artırmaq üçün "quraşdırılmış" bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istifadəsinin effektivliyinin bariz nümunəsidir. Bu buraxılış aparatlarının tarixi kosmosa faydalı yüklərin buraxılması üçün uyğunlaşdırılmış iki mərhələli qitələrarası raket Titan-2 ilə başladı. 1965-1966-cı illərdə istifadə edilən bu raketin sürətləndirilməsi. Gemini idarə olunan kosmik gəmini işə salmaq üçün o, ardıcıl olaraq işə salınan iki LRE-nin köməyi ilə təmin edildi. Onlardan birincisi 1913 kN (Yer kürəsində) təkan yaratdı və 150 ​​s işlədi, ikincisi 180 s üçün 445 kN təkan yaratdı.

Titan-2-nin üstünə başqa bir maye pillə quraşdırıldıqdan və korpusun hər iki tərəfinə “quraşdırılmış” UA-1205 bərk yanacaq mühərrikləri quraşdırıldıqdan sonra reaktiv daşıyıcının başlanğıc çəkisi 147 tondan 630 tona, aşağı yerin dairəvi orbitinin faydalı yükü) təxminən 3,5 tondan 13 tona qədər artdı.Artıq daşıyıcının bu təkmilləşdirilməsi qısa müddətdə və bərabər gücə malik tamamilə yeni bir daşıyıcı raket yaratmaq üçün tələb olunandan xeyli az xərclə həyata keçirildi. .

İki UA-1205 mühərrikinin ümumi itkisi buraxılış aparatını yerdən qoparmaq və onu bir neçə on kilometr yüksəkliyə qaldırmaq üçün kifayətdir (LPRE-lər bərk yanacaq raket mühərriki bitdikdən sonra işə salınır). “Titan-3” daşıyıcı raketlər ailəsinin müxtəlif variantları üçün itələyici qüvvənin çəkiyə nisbətini hesablasaq, məlum olur ki, daşıyıcı daşıyıcının təkmilləşdirilməsindən sonra bu rəqəm 1,3-dən 1,7-yə yüksəlib. g. Beləliklə, reaktiv daşıyıcının sürətləndirilməsi daha sürətli həyata keçirilməyə başlandı və nəticədə yerin cazibə qüvvəsinin təsiri ilə bağlı sürət itkiləri azaldı (aerodinamik müqaviməti aradan qaldırmaq üçün itkilərə gəldikdə, onlar bir qədər artdı).

Obrazlı desək, “quraşdırılmış” bərk yanacaqlı raket mühərrikləri Titan raketlərinə yeni nəfəs verdi, onların Amerika kosmik proqramlarının həyata keçirilməsində geniş istifadəsini təmin etdi. Bu tip raketlər son illərdə istifadə edilən Amerika reaktiv daşıyıcılarının ən güclüsüdür. Astronavtikanın bir çox nailiyyətləri onların tətbiqi ilə bağlıdır. Belə ki, 1977-ci ildə Titanların köməyi ilə Yupiter və onun peykləri haqqında ən qiymətli məlumatları ötürdükdən sonra Saturna doğru hərəkətini davam etdirən iki “Voyacer” planetlərarası stansiya işə salındı. Uçuş müddətini azaltmaq üçün bu kosmik gəmilərə üçüncü kosmik sürət bildirildi və onlar Günəş sistemindən kənara çıxacaqlar.

Voyagers Titan-3 ailəsinin beş pilləli daşıyıcı aparatlarından istifadə etməklə sürətləndirildi: birinci mərhələdə UA-1205 bərk yanacaq mühərrikləri, sonrakı üç mərhələdə maye yanacaq mühərrikləri və yuxarı mərhələdə bərk yanacaqlı raket mühərrikləri quraşdırılıb ( yuxarı mərhələ adlanan). Bu bərk yanacaq mühərriki aşağıda müzakirə olunur, lakin burada biz kosmik proqramlarda geniş şəkildə istifadə edilən başqa bir buraxılış aparatında istifadə olunan bərk yanacaqlı raket mühərriklərinə müraciət edirik.

Mühərriklər RN "Delta". Birləşmiş Ştatlarda bu daşıyıcı aparatı “astronavtikanın işçi qüvvəsi” adlandırırlar: o, kosmosa digər xarici raketlərdən daha çox faydalı yük çıxarıb və bu faydalı yüklərin müxtəlif məqsədləri var.

Əvvəlcə Delta ilk iki mərhələdə LRE, üçüncü mərhələdə isə bərk yanacaqlı raket mühərriki olan üç mərhələli raket idi. Təxminən 48 ton başlanğıc çəkisi ilə o, 270 kq faydalı yükü hündürlüyü 370 km olan dairəvi orbitə və ya 45 kq 185 x 36 000 km uzunluqlu elliptik orbitə (geostasionar ötürmə orbiti adlanır) çıxara bilərdi. 1960-cı ildə baş verən ilk uçuşdan bəri Delta bir sıra dəyişikliklərə məruz qaldı, bu müddət ərzində üç (1964), altı (1970) və doqquz (1972) quraşdırılmış RDTT ilə təchiz edilmiş daha güclü LV modelləri meydana çıxdı. Delta-nın ən son versiyalarından biri Şek. 10 ayrı komponentlərə parçalanma ilə. Bu raketin hündürlüyü 35 m, buraxılış çəkisi 132 tondur, bunun 42 tonu 9 quraşdırılmış bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin payına düşür.

Peykin geostasionar orbitə buraxılması zamanı buraxılış aparatının bu versiyasının mühərriklərinin işləmə ardıcıllığını nəzərdən keçirək. "Başlat" əmrində mərkəzi blokun maye mühərriki (1-ci pillə) işə salınır, 912 kN təkan və 942 kN əlavə təkan yaradan 6 bərk yanacaq mühərriki inkişaf etdirir. Nəticədə raketə 1,4 ilkin sürət verilir g. 39 saniyədən sonra bərk yanacaqlı raket mühərrikləri işləməyi dayandırdıqda, Delta təxminən 400 m / s sürətlə sürətlənir, təxminən 5 km hündürlüyə qalxır (bu vaxta qədər reaktiv daşıyıcının addım dönüşü artıq başlamışdır. faydalı yükün Yerə yaxın orbitə "hamar" buraxılması). Sonra qalan üç bərk yanacaq raket mühərriki işə salınır. Əməliyyatların bu ardıcıllığı maye yanacaq komponentləri olan çənlərin diblərinə təsir edən həddindən artıq yüklərin məhdudlaşdırılması ehtiyacından qaynaqlanır.

Son bərk yanacaq raketləri təxminən 20 km yüksəklikdə işləməyi dayandırdıqdan ~ 10 saniyə sonra bütün doqquz bərk yanacaq mühərriki eyni vaxtda ayrılır. Maye mərhələsi uçuşun təxminən 230-cu saniyəsinə qədər işləməyə davam edir. Eyni zamanda reaktiv daşıyıcı 5300 m/s sürətlənərək 95 km-ə qədər yüksəlir. Bir neçə saniyə ətalətlə hərəkət edərək, "Delta" daha 10 km yüksəlir, bundan sonra ikinci mərhələnin LRE-si 13 dəqiqəlik fasilə ilə iki dəfə işə salınır. Göstərilən LRE 46 kN sıxma səviyyəsində cəmi 300 s işlədikdən sonra faydalı yükü təxminən 180 km hündürlüyə aparır və ona ilk kosmik sürəti verir.

Bunun ardınca spin-up (sabitləşmə məqsədi ilə) və üçüncü, bərk yanacaq mərhələsinin (peyklə birlikdə) ayrılması gəlir. Onun 67 kN təkan gücünə malik mühərriki uçuşun 24-cü dəqiqəsində işə düşür və 44 saniyə ərzində peykin sürətini 7,9-dan 10,25 km/s-ə qədər artırır. Bu halda, peyk ekvatorun üstündəki 185 x 35 790 km orbitin perigeyinə uyğun gələn bir nöqtəyə gətirilir, ekvator müstəvisinə təxminən 29 ° meyl ilə (apogey dünyanın əks nöqtəsinə uyğundur) . Burada peyk ayrılır və müstəqil olaraq öz raket mühərrikinin köməyi ilə geostasionar orbitə keçid edir. Uçuşun bu son mərhələsini müvafiq bölmədə nəzərdən keçirəcəyik (bax: səhifə 49), lakin indi Deltaya qayıdaq.

düyü. 10. "Delta" avtomobilini buraxın

Yuxarıdakı buraxılış sxemindən görmək asandır ki, Deltaya quraşdırılmış bərk yanacaqlı raket mühərrikləri (və daha çox onların hər biri ayrı-ayrılıqda) bütün buraxılış aparatlarının mühərrikləri tərəfindən hazırlanmış ümumi itələmə impulsunun nisbətən kiçik bir hissəsini təşkil edir. Onlar qısa müddət fəaliyyət göstərir və aşağı hündürlükdə ayrılırlar. Beləliklə, əgər Space Shuttle MTKK və Titan daşıyıcısında müvafiq bərk yanacaqlı raket mühərrikləri tam hüquqlu mərhələləri təşkil edirsə, onda c. "Delta" onlar raket pillələri və raket gücləndiriciləri arasında öz xüsusiyyətlərinə görə orta səviyyədədir. Struktur olaraq, bu mühərriklər ən sadə bərk yanacaq mühərrikləri arasındadır. Xüsusilə, etmirlər. itələmə vektorunu dəyişdirmək üçün cihazları ehtiva edir və Delta buraxılış vasitəsinin uçuşa nəzarəti mərkəzi bölmənin maye hərəkət sistemindən istifadə etməklə həyata keçirilir.

1968-ci ildən etibarən "Surveyor" kosmik gəmisinin əyləc mühərriki əsasında yaradılmış "Star-37" seriyalı bərk yanacaqlı raket mühərrikləri Delta daşıyıcı aparatının üçüncü pilləsində quraşdırılmışdır. Onların içərisində 935 mm diametrli, titan ərintisindən hazırlanmış korpuslar və "gizli" ucluqlar var. Əvvəlcə sferik gövdəsi olan bərk yanacaqlı raket mühərriki istifadə edilmişdir ki, bu da aşağıdakı xüsusiyyətlərə malikdir: çəkisi 718 kq, o cümlədən 653 kq (yəni 91%) qarışıq yanacaq polibutadien - ammonium perklorat - alüminium, maksimum təkan 46,7 kN, xüsusi impuls 2850 Xanım. 44 saniyə ərzində işləyən mühərrik 1860 kN s ümumi təkan impulsunu inkişaf etdirdi, bu da orta hesabla 42 kN təkan verdi.

1972-ci ildə bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsi (və müvafiq olaraq yanacaq yükü) orta silindrik hissənin tətbiqi ilə 362 mm uzadıldı, bununla əlaqədar bərk yanacaq raketinin kütləsi təxminən 400 kq artdı və yanacaq. tərkibi 92,6%-ə yüksəldi. Ümumi itələmə impulsu 2910 kN s-ə çatdı; mütənasib olaraq artan itələmə (66,7 kN-ə qədər), çünki mühərrikin müddəti eyni qaldı.

Bu baxımdan bərk yanacaqlı raket mühərriklərini raket mühərrikləri ilə müqayisə etmək maraqlıdır. LRE ilə təchiz edilmiş bir hərəkət sistemi üçün yanacaq tədarükünün artması (azalması) mühərrikin müddətinin müvafiq artmasına (azalmasına) gətirib çıxarırsa və onun itələmə qüvvəsi dəyişməz qalırsa, bərk yanacaqlı raket mühərriki üçün əks təsir göstərir. müşahidə edilir. Beləliklə, bərk yanacaqlı raket mühərrikinin təkanını sadəcə uzunluğu dəyişdirməklə əhəmiyyətli dərəcədə dəyişdirmək olar. yanacaq doldurma. Bununla əlaqədar olaraq, bölməli bərk yanacaq raket mühərrikləri (əvvəllər müzakirə edilmiş SRM və UA-1205-ə bənzər) "çevikdir": bölmələrin sayını dəyişdirərək, müxtəlif gücə malik mühərrikləri asanlıqla əldə edə bilərsiniz.

Delta raket mühərrikləri ilə bağlı məsələlərin müzakirəsini yekunlaşdıraraq qeyd edirik ki, 1977-1978-ci illərdə. Star-37 bərk yanacaqlı bərk yanacaqlı raket mühərrikinin yeni versiyaları yaradılmışdır ki, bunlarda bərk yanacaq mühərrikləri sahəsində ən son nailiyyətlərin çoxu həyata keçirilmişdir. İndi biz Fransada yaradılmış kosmik bərk yanacaq raket mühərriklərinin nəzərdən keçirilməsinə müraciət edirik.

"Diamant" bərk yanacaq raketi. Bu daşıyıcı aparatın ikinci və üçüncü pillələrində bərk yanacaq mühərrikləri quraşdırılmış, onların köməyi ilə 1965-1975-ci illərdə bir neçə fransız peyki buraxılmışdır. (LRE raketin birinci mərhələsində istifadə edilmişdir). “Diamant” Fransada yaradılmış yeganə daşıyıcı raketdir. Amerikalılar kimi, bu reaktiv daşıyıcı da gücü artırmaq üçün bir sıra təkmilləşdirmələrə məruz qalıb.

"Almaz"ın son versiyasında, müvafiq olaraq 4 və 0,685 ton qarışıq yanacaq olan diametri 1,5 (ikinci mərhələ) və 0,8 m (üçüncü mərhələ) olan qısa şüşə lifli gövdələri olan tək burunlu bərk yanacaq raket mühərrikləri istifadə edilmişdir. . Bu bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin birincisində itələmə vektoru freonun buruna vurulması ilə təmin edilir ki, bu da raketin meydançada və başlıq təyyarələrində uçuşunu idarə etməyə imkan verir. Bu mühərrik 180 kN sabit təzyiq səviyyəsində 62 saniyə işləyir. Üçüncü mərhələ "Diamant"ın bərk yanacaqlı raket mühərriki üçün müvafiq parametrlər 46 s və ~ 30 kN (orta dəyər) təşkil edir. İkinci pilləli bərk yanacaqlı raket mühərriki kimi, bu mühərrikdə qrafit boğazı olan sabit başlıq var, lakin onun itələmə vektoruna nəzarət cihazları yoxdur.

Əncirdən. Bu bərk yanacaqlı raket mühərrikinin təqdim olunduğu Şəkil 1-dən görünür ki, onun yanacaq yükündə eninə yuvaları olan mərkəzi yuvarlaq bir kanal var. Bu yük konfiqurasiyası daimi yanma səthini və müvafiq olaraq, işləmə zamanı mühərrikin sabit bir itkisini təmin edir. Yükün daxili boşluğunun dəqiq ölçüləri emal yolu ilə təmin edilir.

Yanacaq mühərrikin ümumi çəkisinin 91%-ni təşkil edir və aşağıdakı tərkibə malikdir: 60% kalium perklorat, 21% poliuretan, 19% alüminium (yuvarlaq dəyərlər). Bu nisbətən səmərəsiz yanacağın istifadəsi yalnız təxminən 2730 m/s sürəti olan bərk yanacaqlı raket mühərrikinin xüsusi impulsunu əldə etməyə imkan verdi. "Diamant" daşıyıcısının ikinci mərhələsinin bərk yanacaqlı raket mühərriki üçün (burada poliuretan yanacağının da istifadə edildiyi) bu parametr daha azdır - təxminən 2680 m / s.

Qeyd edək ki, “Almaz” raketinin mühərrikləri Fransanın bərk yanacaqlı raket mühərrikləri sahəsində uğurunu tam əks etdirmir. Belə ki, məsələn, bu ölkədə yaradılmış uzaqmənzilli ballistik raketlərdə yanacaq yüklü, kütləsi 16 tona çatan, yanma müddəti 76 saniyə olan bərk yanacaqlı raket mühərriklərindən istifadə olunur. 1969-cu ildə bir fransız şirkəti sərgidə diametri 3 m olan eksperimental yük nümayiş etdirdi.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri sahəsində bir çox müasir nailiyyətlər 1980-ci ildən kosmik gəmilərdə istifadə üçün Fransa, İtaliya və Almaniyadan olan mütəxəssislər tərəfindən birgə yaradılmış bərk yanacaq mühərrikində tətbiq edilmişdir. Ümumi kütləsi 692 kq olan bu bərk yanacaqlı raket mühərriki inkişaf edir. ümumi itələmə impulsu 1900 kN s və xüsusi impuls 2890 m/s-dən çox. Bununla belə, kosmik gəminin mühərriklərinə keçməzdən əvvəl, daha bir neçə raket daşıyıcısının mühərriklərinə nəzər salaq.

Bərk yanacaq raket mühərriki "Vaksuing".Şəkildə göstərilən bu mühərrik. 11, İngilis Qara Arrow daşıyıcısının üçüncü mərhələsində istifadə edildi, onun köməyi ilə 1971-ci ildə ilk İngilis Prospero peyki buraxıldı. Waxing və buna bənzər mühərriklərdən geniş istifadə edilməsə də, bu bərk yanacaqlı raket mühərrikinin nəzərdən keçirilməsi kosmik bərk yanacaq raket mühərriklərinin mümkün dizaynları, onların xüsusiyyətləri və yaradılması zamanı həll olunan problemlər haqqında daha dolğun təsəvvür yaradacaqdır.

Vaxwing bərk yanacaqlı raket mühərriki diametri 712 mm olan nazik divarlı (0,6-0,8 mm) polad qab şəklində gövdədən istifadə edir. Mühərrikdə 312 kq adi olmayan qarışıq yanacaq var. O, ammonium perxlorat (63%), ammonium pikrat (14%), alüminium (12%) və plastikləşdirilmiş poliizobutilen əsaslı yanacaq bağlayıcısından (11%) ibarətdir. Bu yanacaq qeyri-adidir ki, ondan bir yükün istehsalı bu komponentləri qalın bir pasta (sıxlığı 1,77 q/sm 3) vəziyyətinə qədər qarışdırmağa qədər azaldılır, sonrakı müalicə aparılmır. 60 °C temperaturda yanacaq kütləsi o qədər plastik olur ki, vakuum altında bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gövdəsinə doldurula bilər.

Yükləndikdən sonra daxili yanma kanalı yaratmaq üçün yanacağa profilli bir iynə daxil edilir. Müvafiq hidrostatik təzyiq yaratmaqla, yük əvvəlcədən istilik izolyasiya edən təbəqə (doldurulmuş xlorosülfon polietilen) və yapışan birləşmə (nitril kauçuk) ilə örtülmüş bədənə sıx şəkildə basılır.

"Vaksuing" bərk yanacaqlı raket mühərriki ilə hərəkət sistemi 352 kq kütləyə malikdir (yanacaq bu dəyərin 89%-ni təşkil edir) və təxminən 2710 m/s xüsusi impuls inkişaf etdirərək 37 saniyə işləyir. İlk 15 saniyə ərzində bərk yanacaq itkisi tədricən artaraq ~ 29 kN-ə çatır (eyni zamanda kameradakı təzyiq ~ 2,8 MPa-a qədər artır), bundan sonra tədricən azalır. Vaksuing yaradıcıları kiçik bir yükdə kifayət qədər elastik olan pastaya bənzər yanacaq yükünün buraxılış vasitəsinin birinci və ikinci pillələrinin mühərriklərinin işləməsi zamanı sürətlənmələrin təsiri altında "axacağından" qorxurdular. Müvafiq təcrübələr göstərdi ki, həddindən artıq yüklənmənin təhlükəli səviyyəsi faktiki olanı əhəmiyyətli dərəcədə üstələyir.

düyü. 11. Bərk yanacaq raket mühərriki "Veksuing"

Vexwing bərk yanacaqlı raket mühərrikini yaratarkən, buraxılış vasitəsinin poliqonun təhlükəsiz zonasından kənara çıxması halında onun fövqəladə dayandırılması ehtimalını təmin etmək lazım idi. Bu məqsədlə gövdənin ön dibinə həlqəvi bir partlayıcı yük yerləşdirildi, partladıqdan sonra altındakı diametri təxminən 200 mm olan bir çuxur kəsildi. Bu zaman mühərrikdə iş təzyiqinin sürətlə azalması baş verir və yanacağın yanması dayanır.

Peyk buraxılan zaman ara orbitin apogeyində Waxwing mühərriki işə düşdü və peykin dairəvi qütb orbitinə keçməsini təmin etdi. Peykin ayrılmasından sonra raket mərhələsi davam etdi, lakin bərk yanacaqlı raket mühərrikindən yüksək temperatura qədər qızdırılan istilik izolyasiya edən materialların piroliz məhsullarının sona çatması səbəbindən hərəkət etməyə davam etdi. Nəticədə səhnə peyki keçib və toqquşma zamanı telemetriya antenasını zədələyib. Bu fakt kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin yaradılması və istifadəsi zamanı nəzərə alınmalı olan çoxsaylı “sürprizlərdən” biridir.

Tamamilə bərk yanacaq daşıyan reaktiv daşıyıcıların mühərrikləri. Bu üç və dörd pilləli raketlərin sürətləndirilməsi yalnız bütün mərhələlərdə quraşdırılmış bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin köməyi ilə həyata keçirilir. Bu cür reaktiv daşıyıcı aparatları hazırlayarkən son məqsəd kosmosa faydalı yüklərin çatdırılması üçün elə vasitələri yaratmaq idi ki, istehsalı o qədər də baha başa gəlməyəcək və idarə olunması asan olmayacaq, kompleks buraxılış kompleksləri və buraxılışdan əvvəl geniş hazırlıq tələb olunmayacaq. Bütün bunlara nail olmaq üçün həlledici əhəmiyyət kəsb edən kiçik ölçülü və dizaynı sadə olan, bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ilə hərəkət edən buraxılış vasitəsinin bütün mərhələləri üçün seçim idi.

Nəzərdən keçirilən reaktiv daşıyıcı qurğular kiçik ölçüləri ilə seçilir və buraxılış kütləsi və müvafiq olaraq faydalı yük kütləsi baxımından digər müasir daşıyıcı aparatlardan xeyli geridir. Biz ən çox diqqəti 1960-cı ildən istismarda olan Amerika dördmərhələli Scout daşıyıcı raketinə verəcəyik. İlkin olaraq bu daşıyıcı raketin buraxılış kütləsi 16 ton idi və o, 45 kq kütləsi olan peyki daxil edə bilərdi. 280 km yüksəklikdə Yerə yaxın orbit. İstifadəyə başladığı gündən etibarən Scout reaktiv daşıyıcısı gücünü artırmaq üçün dəfələrlə təkmilləşdirilib, eyni zamanda fərdi bərk yanacaq raket mühərrikləri də dəyişdirilib və ya yeni, daha təkmil modellərlə əvəz edilib.

Başlanğıc çəkisi 21,4 ton olan daşıyıcı daşıyıcının müasir versiyasında o, 181 kq ağırlığında faydalı yükü 560 km hündürlükdə Yerə yaxın orbitə çatdırmağa qadirdir. Atıcı qurğunun hündürlüyü 23 m, gövdənin maksimal diametri 1,13 m. addımdır).

Bu mühərriklərdə itələmə vektorunun dəyişdirilməsi üçün qurğular yoxdur və Scout buraxılış aparatı birinci mərhələdə quraşdırılmış aerodinamik və qaz sükanları, sonrakı mərhələlərdə isə quraşdırılmış sabit aşağı təkanlı raket mühərrikləri ilə idarə olunur. Üstəlik, ikinci və üçüncü mərhələlərdə hidrogen peroksidin parçalanma məhsulları üzərində işləyən LRE-lər, dördüncü mərhələdə isə mərhələlərə uzununa ox ətrafında fırlanma hərəkəti verən köməkçi bərk yanacaq raket mühərrikləri istifadə olunur.

Scout raketinin davamlı bərk yanacaqlı raket mühərriklərindən biz 1965-1973-cü illərdə dördüncü mərhələdə istifadə edilmiş FW-4 mühərrikini ətraflı nəzərdən keçirəcəyik. O, diametri 508 mm olan silindrik gövdəyə malikdir, mühərrikin boş çəkisi ~300 kq-dır. Üstəlik, bu kütlənin 91%-i ammonium perklorat, butadien, akrilonitril, akril turşusu və alüminiumun kopolimeri olan qarışıq yanacağın payına düşür.

Yanacaq yükünün ilkin hissəsində yanan səth mərkəzi silindrik kanaldan əmələ gəlir, sonra bir həlqəvi eninə yuva və yenidən genişlənən konusvari çuxura keçən eksenel yuvarlaq bir kanal meydana gəlir. Sözügedən boşluq ikili rol oynayır: bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin saxlanma şəraiti dəyişdikdə baş verən istilik gərginliklərini kompensasiya edir və itələmə qüvvəsinin dəyişməsinin düzgün xarakterini təmin edir: əməliyyatın ilk 11 saniyəsində 21-dən qeyri-bərabər artır. 30 kN-ə qədər və sonrakı 19 s-də tədricən azalır. Bərk yanacaq raket kamerasında orta (işləmə zamanı) təzyiq 5,3 MPa təşkil edir.

Başlıqdan çıxan yanma məhsulları 2805 m/s xüsusi impuls yaradır. Nozzle istilik izolyasiyalı alüminium ərintisi flanş vasitəsilə korpusa bərkidilir. Nozzle boynu qrafit halqadan, genişlənən hissəsi isə içəridən qrafit parça (ilkin hissədə) və silikon-fenol materialı ilə qorunan konusvari paslanmayan polad qabıqdan (qalınlığı 0,25 mm) əmələ gəlir.

FW-4 mühərrik korpusu silikon oksidlə doldurulmuş nitril rezindən hazırlanmış istilik izolyasiya təbəqəsi ilə yanmaqdan qorunur. Silindrik divar qalınlığı 2 mm olan korpusun özü şüşə liflərdən, yəni şüşə liflərə əsaslanan materialdan və polimer bağlayıcıdan (bu halda epoksid) hazırlanmışdır və bu, FW-4-ün əvvəlki ilə müqayisədə diqqətəlayiq xüsusiyyətidir. SRM və UA-1205 hesab olunur.

Fiberglas gövdələrin istehsalının ən çox yayılmış yolu, fırlanan bir mandrel ətrafında qatran ilə hopdurulmuş davamlı şüşə lenti sarmaqdır. Yara quruluşu termal müalicəyə məruz qalır, bundan sonra mandrel bədəndən çıxarılır; bu məqsədlə ya yıxılan, ya da dağıla bilən (məsələn, gipsdən). Bərk yanacaqlı raket mühərriklərində plastik korpusların istifadəsi bir sıra xüsusi problemlərin həlli zərurəti ilə əlaqələndirilir, bunlardan biri iş təzyiqi ilə yükləndikdə strukturun həndəsi ölçülərində əhəmiyyətli dəyişiklikdir ki, bu da artan təzyiq ilə izah olunur. (metallarla müqayisədə) plastiklərin deformasiyası.

FW-4-ü sınaqdan keçirərkən, məsələn, bu mühərrikə xas olan aşağıdakı problem aşkar edildi. Dayandırıcı bərk yanacaqlı raket mühərrikinin işə salınmasından dərhal əvvəl, Scout buraxılış vasitəsinin dördüncü mərhələsi onu sabitləşdirmək üçün 120-160 rpm-ə (yuxarıda qeyd olunan köməkçi bərk yanacaq raket mühərriklərinin köməyi ilə) fırlanır. Bəzi faydalı yüklər mərhələdən ayrılmır və əsas bərk yanacaqlı raket mühərriki bitdikdən sonra faydalı yükün fırlanma ləngiməsi mexanizmi işə salınarsa, mühərrik korpusu əlavə yüklərə məruz qalır. Simulyasiya edilmiş fırlanma ilə ilk FW-4 nümunələrinin dəzgah sınağı göstərdi ki, bu yüklər spiral sarımın daxili təbəqəsi və eninə (halqavari) sarımın xarici təbəqəsi tərəfindən əmələ gələn fiberglas gövdələrin delaminasiyasına səbəb ola bilər. Buna görə də, hallar bir və digər sarğı dəyişdirərək hazırlanmağa başladı.

Gücləndirilmiş plastiklər müasir kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin gövdələri üçün struktur material kimi geniş istifadə olunur. Metal ilə müqayisədə plastik qutular daha az kütləə malikdir, bu da plastiklərin daha yüksək xüsusi gücü ilə izah olunur. Bu parametr dartılma gücünün material sıxlığına nisbəti kimi müəyyən edilir. Beynəlxalq Vahidlər Sisteminin (SI) tətbiqindən əvvəl sıxlıq əvəzinə xüsusi çəkidən istifadə olunurdu, bu halda göstərilən parametr uzunluq ölçüsünə malik idi. Beləliklə, bu əvvəlki ölçüdə SRM və UA-1205 mühərriklərində istifadə olunan poladların xüsusi gücü 20 km, FW-4-də istifadə olunan fiberglas isə təxminən 50 km-dir.

Müasir texnoloji avadanlıq bütövlükdə heç bir bağlayıcı olmadan plastik qutular istehsal etməyə imkan verir və onların xüsusiyyətlərinin sabitliyini təmin edir. Lifləri müxtəlif bucaqlarda bükmək və müəyyən yerlərdə uyğun sayda lif seçməklə, hazırlanmış gövdənin strukturunun vahid möhkəmliyinə nail olunur. Bütün bunlar plastiklərin yüksək möhkəmlik xüsusiyyətlərindən maksimum dərəcədə istifadə etməyə imkan verir.

Texnoloji proseslərin yüksək məhsuldarlığı və xammalın nisbətən aşağı qiyməti səbəbindən fiberglasdan hazırlanmış bərk cisimli raket mühərrikləri (ən çox istifadə olunan bu plastikdir) metal korpuslardan çox da baha deyil. Əvvəla, strukturun kütləsinin azalması faydalı yükün kütləsində maksimum artım verdiyi yerdə buraxılış aparatlarının və kosmosda işləyən nəqliyyat vasitələrinin yuxarı pillələrinin mühərrikləri üçün plastikdən istifadə etmək sərfəlidir.

Skaut daşıyıcısının mühərriklərinin təsvirini yekunlaşdıraraq qeyd etmək lazımdır ki, 1979-cu il iyunun 3-də bu raketin 100-cü buraxılışı baş tutub. Bu vaxta qədər ardıcıl 37 (1967-1975-ci illər) daxil olmaqla 95 buraxılış uğurla həyata keçirildi. Sonuncu rəqəm xarici reaktiv daşıyıcı sistemlər üçün rekorddur.

ABŞ-dan başqa, Yaponiya və Hindistanda da tam bərk yanacaqla işləyən kosmik raketlər yaradılıb. 1974-cü ildən Yaponiyada Mu seriyasının üç mərhələli reaktiv daşıyıcılarının müxtəlif variantlarından istifadə olunur. Onların xüsusiyyəti, ilk mərhələdə bərk yanacaqlı bərk yanacaq gücləndiricilərinin olmasıdır ki, bu da qısa müddət ərzində əsas bərk yanacaq raket mühərrikinə əlavə olaraq təkan verən qüvvə yaradır. Nümunə olaraq, Mu seriyasının LV variantlarından biri üçün mühərriklərin xüsusiyyətlərini göstərəcəyik (başlanğıc çəkisi 42 ton): əsas bərk yanacaq raket mühərriklərinin itkisi (açılma ardıcıllığına uyğun olaraq). ) - 867, 279 və 57 kN, işləmə müddəti - müvafiq olaraq 61, 69 və 53 ilə. Bu reaktiv daşıyıcıda diametri 0,3 m və 95 kN təkanla 8 saniyə işləyən 8 gücləndirici istifadə olunur.

Beləliklə, reaktiv daşıyıcının başlanğıc zərbəsi demək olar ki, 1630 kN-dir və daşıyıcı raket təxminən 4 sürətlənmə ilə başlayır. g. Son illərdə Mu seriyalı buraxılış vasitələrinin ilk iki mərhələsində itələmə vektoruna nəzarət sistemləri ilə təchiz edilmiş davamlı bərk yanacaq raket mühərrikləri istifadə olunur (xüsusən, buruna maye enjeksiyonu istifadə olunur); üçüncü mərhələ fırlanma ilə sabitləşir. Atıcı qurğuların hündürlüyü 25 m-ə qədər, gövdənin maksimal diametri 1,4 m (gücləndiricilər istisna olmaqla); başlanğıc çəkisi 50 tondan artıqdır.

Scout raketinin orijinal versiyasının analoqu bu yaxınlarda Hindistanda yaradılmış bərk yanacaq daşıyıcı daşıyıcı idi. Bu dördmərhələli raketin hündürlüyü 23 m, gövdəsinin maksimal diametri 1 m, buraxılış çəkisi 17 ton olmaqla o, 400 km hündürlükdə Yerə yaxın orbitə 40 kq faydalı yük çıxarmalıdır. 1979-cu ilin avqustunda hazırlanmış bu daşıyıcı raketin buraxılışı uğursuz oldu.

Kosmik gəmilərin bərk yanacaqlı raket mühərrikləri.İlk növbədə, kosmik gəmini Yerə yaxın orbitlərə çıxararkən son təkan impulsunu yaratmaq üçün geniş istifadə olunan, əldə edilməsi böyük enerji xərcləri tələb edən və planetlərarası trayektoriyalara gedən bərk yanacaq mühərriklərini nəzərdən keçirək. Məsələn, bu günə qədər orbitə buraxılan geostasionar peyklərin əksəriyyəti birbaşa kosmik gəminin dizaynına daxil olan, ayrılmayan bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ilə təchiz edilmişdir.

Əvvəllər biz geostasionar peykin buraxılması zamanı əməliyyatların ardıcıllığını nəzərdən keçirdik, özümüzü buraxılış aparatının son mərhələsinin işləməyi dayandırdığı və müvafiq olaraq peykin ötürmə geostasionar orbitinə çıxdığı anla məhdudlaşdıq. İndi gəlin bərk yanacaqlı bərk yanacaqla işləyən bortda işləyən peykin xüsusiyyətlərini hesablamağa çalışaq, əgər uçuş trayektoriyasının hesablanmasından məlumdur ki, peykin son manevrini başa çatdırmaq üçün əlavə sürət barədə məlumat vermək lazımdır. ? V? 1840 m/s. Müvafiq sürətləndirici impuls ötürmə orbitinin apogeyində yaradılır və bu halda bortda bərk yanacaqla işləyən raket mühərriki apoge adlanır.

Əlavə olaraq aşağıdakı ilkin məlumatları təyin edək: raket mərhələsindən ayrılma anında peykin kütləsi 1000 kq, bərk yanacaq raket mühərrikinin xüsusi impulsu ( I y) 2850 m/s, bərk yanacaq ehtiyatı bərk yanacaq raket mühərriklərinin ümumi kütləsinin 90%-i. İşimiz üçün yazdığımız məşhur Tsiolkovski düsturundan istifadə edirik: ? V = I y ln[( M T+ M K+ M PG)/( M K+ M PG)], harada M T yanacağın kütləsidir, M K bərk yanacaqlı raket mühərrikinin dizaynının kütləsidir, M PG - faydalı yük kütləsi (yəni bərk yanacaq raketləri olmayan peyk). İlkin məlumatları bu düstura əvəz edərək, aşağıdakı (yuvarlaqlaşdırılmış) dəyərləri əldə edirik (kiloqramda): M T = 465, M K = 50, M PG = 485 (bu rəqəmlərin cəmi 1000-dir). Dəyərlərin daha da çoxaldılması M T və I y, biz bərk yanacaqlı raket mühərrikinin ümumi təkan impulsunu alırıq: 1325 kN s.

Prinsipcə, bu dəyər həm böyük bir itələmənin qısamüddətli təsiri, həm də kiçik bir təkanın uzunmüddətli təsiri ilə həyata keçirilə bilər. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin xüsusi parametrlərini seçərkən, bütün kosmik gəminin strukturuna və onun ayrı-ayrı elementlərinə icazə verilən həddindən artıq yüklənmələri, həmçinin istifadə olunan bərk yanacağın ballistik xüsusiyyətlərini, təzyiqin təsirini nəzərə almaq lazımdır. strukturun kütləsi, ölçüləri və xüsusi impuls və s. üzrə yanma kamerası. Nəhayət, bir bort bərk yanacaq raket mühərriki üçün əməliyyat xarakterik vaxt ümumi yuxarıda dəyəri ilə, təxminən 40 s olur. impuls, ~30 kN-lik orta hesablanmış (işləmə vaxtı ərzində) itələmə gücünə uyğundur. Bu parametrlər müvafiq bölmədə nəzərdən keçirdiyimiz Delta daşıyıcısının yuxarı pilləsinin mühərrikləri ilə eynidir.

Dizayn və görünüş baxımından kosmik gəmilərin bərk yanacaqlı raket mühərrikləri də buraxılış aparatının yuxarı pillələrinin mühərriklərindən fərqlənmir. Beləliklə, bu və digər bərk yanacaqlı raket mühərrikləri tamamilə eyni mühərrik sinfinə aid edilə bilər, xüsusən də bərk yanacaqlı yuxarı pillələr əsasən ilk kosmik sürət verildikdən sonra işə salındığından, yəni özlüyündə kosmik gəmi hesab edilə bilər. . Buraya həm də Yerə yaxın orbitlərə daxil olan və həm peyklərin buraxılması, həm də avtomatik planetlərarası stansiyaların sürətləndirilməsi üçün müxtəlif buraxılış aparatlarının bir hissəsi kimi istifadə oluna bilən yuxarı pillələrin bərk yanacaqlı raket mühərrikləri - vahid raket pillələri daxildir.

Xüsusilə artıq bizə məlum olan Star-37 tipli mühərriklərdən yuxarı pillələrdə geniş istifadə olunurdu.1060 kq bərk yanacaq, bundan sonra kosmik gəminin sürəti 2 km/s artdı. Bu bloklar maye monopropellant (hidrazin) üzərində işləyən mikromotorlar vasitəsilə sabitləşdirilib,

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri həmçinin kosmik gəminin bortunda və avtomatik planetlərarası kosmik gəmilərdə istifadə olunur, burada onlar nisbətən kiçik təkan impulsunu inkişaf etdirən əyləc mühərrikləri kimi çıxış edirlər. İş bitdikdən sonra bu bərk yanacaqlı raket mühərrikləri kosmik gəmidən ayrılır.

1961-1962-ci illərdə Ay səthinə düşən alət konteynerinin sürətini söndürmək üçün Ranger kosmik gəmisində təqribən 23 kN təkan gücü və 95 kq kütləsi olan əyləc bərk yanacaq raket mühərriki (plastik qutu ilə) quraşdırılmışdır (şək. 12). ). Mühərrik 16 km hündürlükdə işə düşməli və 330 m hündürlükdə 10 saniyə işləməli idi.Sonra Reyncerin sferik konteyneri 33 m/s sürətlə Ay torpağına dəyərək sərbəst düşməli idi. elmi cihazların təhlükəsizliyi. Müxtəlif texniki səbəblərə görə, göstərilən tipli bütün Ranger kosmik gəmilərinin buraxılışı uğursuzluqla başa çatdı. Lakin uçuşlar 1966-1968-ci illərdə uğurlu oldu. bərk yanacaqlı raket mühərrikindən istifadə edərək Ay səthinə enən bir neçə Surveyor kosmik gəmisi. Parametrlərinə görə bu bərk yanacaq mühərriki onun modifikasiyasına yaxındır və sonradan Delta reaktiv daşıyıcısının bir hissəsi kimi istifadə edilmişdir.

Merkuri (1962-1963) və Əkizlər (1965-1966) kosmik gəmilərinin enişi zamanı bərk yanacaq mühərrikləri onların Yerə yaxın orbitdən enmə trayektoriyasına enməsini təmin etdi. Merkuri kosmik gəmisinin əyləc hərəkəti sistemində gövdə diametri 300 mm, hər birinin təkan gücü 4,45 kN və işləmə müddəti 10 s olan üç bərk yanacaqlı raket mühərriki (şək. 13) var idi. Bu mühərriklərin daxil edilməsi (onların yeri şək. 5-də göstərilmişdir) kosmonavtın köməyi ilə özü tərəfindən həyata keçirilmişdir. əl sistemi idarəetmə.

düyü. 12. Ranger-3 kosmik gəmisinin bərk yanacaqlı raket mühərriki:

1 - spin nozzle; 2 - bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin gövdəsi; 3 - əyləc bərk yanacaq raket mühərriki

düyü. 13. "Merkuri" kosmik gəmisinin bərk yanacaqlı raket mühərriki.

Əyləc "Əkizlər" ilkin çəkisi 31 kq, diametri ~ 320 mm olan sferik korpuslu (titan ərintisindən hazırlanmış) dörd bərk yanacaq raket mühərrikindən ibarət idi. Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ammonium perklorat, polisulfid yanacaq bağı və alüminium olan qarışıq yanacaqla təchiz edilmişdir. Bu yanacağın yanması zamanı təxminən 11 kN-lik bir təkan hazırlanmışdır. "Əkizlər"dəki "Merkuri" dən fərqli olaraq, əyləcli bərk yanacaqlı raket mühərrikləri eyni vaxtda deyil, ardıcıl olaraq - bir-birinin ardınca işə salındı:

Vosxod kosmik gəmisində (1964-1965) ehtiyat olaraq bərk yanacaq əyləc qurğusu da nəzərdə tutulmuşdu: maye qurğusunun nasazlığı halında işə salınmalı idi (lakin bu, etibarlı işləməyi nümayiş etdirdi).

1970-ci illərdə Mars və Veneranın tədqiqi üçün kosmik gəmilərdə əyləcli bərk yanacaqlı raket mühərrikləri istifadə edilmişdir. 28-ci səhifədə sovet mənşəli nəqliyyat vasitələrinin köçürülməsini təmin edən bu mühərriklərdən biri qeyd edildi. SC "Mars-2" və "Mars-3" uçuş trayektoriyasından planetlə görüş trayektoriyasına. 4 kN itələyici və 55 s işləmə müddəti olan bu bərk yanacaq raket mühərriki Şəkil 1-də göstərilmişdir. 7 kosmik gəminin bir hissəsi kimi. Bu yaxınlarda, 1978-ci ilin dekabrında 18 kN təkan gücünə malik bortda bərk yanacaqlı raket mühərriki Amerika Pioner-Venera-1 kosmik gəmisinin (ilkin kütləsi 550 kq) uçuş trayektoriyasından Veneranın orbitinə köçürülməsini təmin etdi. kosmik gəminin sürəti 1060 m/s. 622 mm diametrli mühərrikin sferik gövdəsində təxminən 200 kq bərk yanacaq var idi ki, bu da təxminən 30 saniyə ərzində sərf olunurdu. Eyni bərk yanacaqlı raket mühərriki əvvəllər Skynet geostasionar peyklərinin apogey bort mühərriki kimi istifadə edilmişdir.

SPACE SRM-in İNKİŞAF PERSPEKTİVLƏRİ

Tədqiqatın istiqamətləri və əldə edilmiş nəticələr.İlk növbədə, mövcud olanların dəyişdirilməsi və ya yeni bərk yanacaqların axtarışı ilə bağlı işləri qeyd etmək lazımdır. Eyni zamanda, yanacağın xüsusiyyətlərinin yaxşılaşdırılması yollarına xüsusi əhəmiyyət verilirdi. Yanacaq kompozisiyalarının inkişafı mürəkkəb bir işdir, çünki çox vaxt bir keyfiyyəti yaxşılaşdıran amillər digərində arzuolunmaz dəyişikliyə səbəb olur.

Növbəti illərdə daha səmərəli yanacaqlardan istifadə etməklə bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin xüsusi impulsunu artırmaq imkanları kifayət qədər məhdud görünür. Bu parametrdə ən böyük artım, təxminən 200 m/s (yəni, 7%), alüminium əvəzinə berillium olan metallaşdırılmış yanacaqların istifadəsindən gözlənilə bilər. Bu vəziyyətdə xüsusi impulsun artması yanacağın molekulyar çəkisinin azalması ilə izah olunur (çünki berilyum üçün alüminiumdan 3 dəfə azdır) onun yanma temperaturunun artması ilə birlikdə. Bu günə qədər berilyum tərkibli yanacaqla işləyən bərk yanacaq raket mühərriklərinin nümunələri yaradılmış və sınaqdan keçirilmişdir, lakin onun geniş yayılmasına berilyumun (və müvafiq olaraq yanacaq yanma məhsullarının) son dərəcə yüksək toksikliyi mane olur; Bundan əlavə, berilyum bahadır. Beləliklə, görünür, göstərilən yanacaq yalnız kosmosa daxil edilməsi nəzərdə tutulan nisbətən kiçik bərk yanacaqlı raket mühərriklərində tətbiq tapacaqdır.

Xüsusi impulsun daha 200 m/s artması, berilyum əvəzinə onun hidridindən (BeH 2) istifadə etməklə əldə edilə bilər. Bununla belə, buna (toksikliyə əlavə olaraq) birləşmənin kimyəvi qeyri-sabitliyi (“saxlama zamanı hidrogenin sızması”) və kifayət qədər sıx formulaların hazırlanmasının çətinliyi mane olur. Qeyd etmək lazımdır ki, bizim nəzərdən keçirdiyimiz yeni metal tərkibli yanacaqlar daha aşağı sıxlığa malik daha aşağı xüsusi impuls ilə xarakterizə olunur (bu bir dezavantajdır), çünki berilyum bu parametrdə alüminiumdan demək olar ki, 1,5 dəfə aşağıdır, berilyum hidrid isə daha çoxdur. 4 dəfədən aşağıdır.

Bərk yanacağın enerji xüsusiyyətlərini daha aktiv oksidləşdiricilər və yanan bağlayıcılardan istifadə etməklə yaxşılaşdırmaq olar. Hesablamaya görə, qarışıq yanacaqda nitronium perxlorat NO 2 ClO 4-ün istifadəsi (tərkibində az qala yarıdan çox oksigen olan ammonium perxloratın əvəzinə) xüsusi impulsun 300 m/s-ə qədər artması təmin edilir. Bununla belə, bu yeni oksidləşdirici maddənin istifadəsinə onun hiqroskopikliyi, müəyyən edilmiş bağlayıcılarla zəif uyğunluğu və partlayıcılığı mane olur. Nitronium perxloratın xarici təsirlərə həssaslığını azaltmaq üçün, xüsusən də ammonium perkloratın "passiv" səth qatının əmələ gəlməsi ilə qazlı ammonyak ilə müalicə etmək təklif olunur. Yüksək həssaslıq qarışıq yanacaqlarda və tərkibində F, N, H atomları olan floroamin bağlayıcılarda istifadənin qarşısını alır; xüsusi impuls baxımından belə yanacaqlar HMX ehtiva edən dəyişdirilmiş iki əsaslı yanacağa bərabər olacaqdır.

Xüsusi impulsu artırmaqla eyni şəkildə bərk yanacaqların digər xüsusiyyətləri yaxşılaşdırıla bilər: sıxlıq, Mexaniki xüsusiyyətləri, sabitlik, istehsal qabiliyyəti. Bərk yanacağın arzu olunan xüsusiyyəti onun normal temperaturda polimerləşməsidir. Bu, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin və bu prosesdə istifadə olunan avadanlıqların istehsalının texnoloji prosesini sadələşdirməyə, həmçinin yanacaq yükündə (yüksək temperaturda polimerləşmə zamanı baş verən) istilik gərginliklərindən qaçmağa imkan verir. Bu məqsədlə müxtəlif katalizatorlar təklif edilmişdir ki, onların tətbiqi ilə yükün mexaniki xassələri eyni vaxtda yaxşılaşdırılır.

Verilmiş, optimal xassələri kombinasiyası ilə bərk yanacaq əldə etməyə imkan verən çoxfunksiyalı və mürəkkəb aşqarların istifadəsi də effektiv hesab olunur. İstənilən effektə məlum komponentlərin strukturunu dəyişdirməklə, onların istehsalı və ya emalı üçün yeni üsullardan istifadə etməklə, həmçinin yanacağın hazırlanmasının kimyəvi texnologiyasını dəyişdirməklə də nail olmaq olar.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin ilkin xüsusiyyətlərini pisləşdirmədən uzunmüddətli işləməsini təmin etmək üçün eroziyaya davamlı konstruksiya və istilik qoruyucu materialların, habelə onlardan hissələrin hazırlanması üsullarının işlənməsi böyük əhəmiyyət kəsb edir. Xüsusilə, bu, bərk yanacaqlı raket mühərrikinin burun boğazı kimi gərgin hissəsinə aiddir. Son vaxtlara qədər, uzunmüddətli istismar və yüksək performanslı yanacaqların istifadəsi üçün nəzərdə tutulmuş iri bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin boyunları digər hissələrlə və ya lentdən sarılmış qrafit parça ilə birlikdə pirolitik qrafit üzüklərdən istifadə edirdi. Birinci struktur əməliyyat zamanı delaminasiyaya meyllidir, ikincisi isə əhəmiyyətli dərəcədə aşınmaya məruz qalır.

Bu yaxınlarda yaradılmış nozzler bu çatışmazlıqlardan azaddır, boyunları karbon-karbon materialının (burada həm möhkəmləndirici liflər, həm də karbon bağlayıcı) bükülməsi ilə, üç ölçülü (üçölçülü) istiqaməti olan parçalardan istifadə etməklə hazırlanır. liflər. Bu şəkildə əldə edilən hissələr həm istilik, həm də mexaniki yükləri (qaz təzyiqi) qəbul edir. Yeni dizaynın etibarlılığı və yüksək aşınma müqaviməti eksperimental bərk yanacaq raket mühərriklərinin sınaqları ilə təsdiq edilmişdir. Onlar göstərdilər ki, nozzle 18% alüminium tərkibli qarışıq yanacağın yanma məhsullarına 150 saniyə ərzində uğurla tab gətirə bilir: boğaz eroziyasının orta sürəti 0,04-0,05 mm/s-dən çox deyil. Bu vəziyyət bərk yanacaqlı raket mühərriklərində yeni, daha səmərəli yanacaqların istifadəsi və bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin işləmə müddətini artırmaq üçün geniş imkanlar açır.

Bərk yanacaqlı raket mühərriki strukturunun kütləsinin əhəmiyyətli bir hissəsi (40-50%) gövdəyə düşür. Buna görə də, struktur materialların gücünün artırılmasına çox diqqət yetirilir. Mənimsənilmiş metal ərintilərinin xüsusiyyətləri müvafiq istilik müalicəsi ilə gücləndirilə bilər. Yeni metal ərintilərinin və texnoloji emal üsullarının istifadəsinə iqtisadi məhdudiyyətlər mane olur, lakin nəzərə alınmalıdır ki, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin enerji parametrləri təkcə artır deyil, həm də onun dəyəri.

Bərk yanacaq raket mühərriklərinin təkmilləşdirilməsi üçün gələcək perspektivlər bərk yanacaq raket mühərriklərində orqanoplastikadan hazırlanmış struktur materialların istifadəsi ilə əlaqədar açılır. Üzvi liflər şəklində möhkəmləndirici doldurucular olan bu plastiklər şüşə ilə gücləndirilmiş plastiklərdən daha aşağı sıxlıqda daha yüksək mexaniki xüsusiyyətlərə malikdir. Epoksi bağlayıcı ilə artıq istifadə edilmiş üzvi plastiklərin xüsusi gücü təxminən 75 km-dir. Möhkəmləndirici liflərin xüsusiyyətlərini yaxşılaşdırmaq və ən yaxşı qatran bağlayıcılardan istifadə etməklə bu göstəricini yaxın gələcəkdə 90-100 km-ə çatdırmaq planlaşdırılır. Sonuncu üsul həmçinin plastiklərin interlayer kəsilməsinə qarşı müqavimətini artıra bilər və nəticədə strukturun birləşdirici hissələrinin ölçüsünü və çəkisini azalda bilər. Müasir orqanoplastiklərin dezavantajı onların nisbi (fiberglasla müqayisədə) yüksək qiymətidir. Bununla belə, bu materiallar daha geniş istifadə olunduqca, onların dəyəri davamlı olaraq azalacaqdır.

Son illərdə istilik izolyasiya materialları sahəsində əhəmiyyətli irəliləyişlər əldə edilmişdir: azaldılmış (10-15%) sıxlıqda artan eroziya müqaviməti ilə xarakterizə olunan kompozisiyalar yaradılmış və istifadə olunur (məsələn, plastiklərlə doldurulmuş plastiklər). mikrokürələr, boş karbon).

Onu da qeyd etmək lazımdır ki, yüksək etibarlılığı, sürəti, az enerji sərfiyyatı, az çəkisi ilə seçilən və nəzərəçarpacaq itkilərə səbəb olmayan bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin effektiv sistemlərinin və təkan vektoruna nəzarət elementlərinin yaradılmasında böyük irəliləyiş əldə edilmişdir. bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin xüsusi impulsunda (burundakı qaz axınının pozulması və reaktiv axınının əyilməsi səbəbindən). Bu cür idarəetmə elementlərinə misal olaraq, məsələn, 34-cü səhifədə müzakirə edilən bərk yanacaq raket mühərriklərində istifadə olunan elastik rulmanlar və ya xüsusiyyəti mayeni dolduran orqanosilikon mayenin olması olan maye podşipniklərdir. nozzle boğazının ətrafındakı qapalı boşluq, salınma nöqtəsində. Başlıq əyildikdə (ötürücülər vasitəsilə) bu maye bir boşluqdan digərinə axır ki, onun tutduğu ümumi həcm dəyişməz qalır. Bu dizayn nozzlenin çox az qüvvə ilə 40 deq/s sürətlə əyilməsinə imkan verir.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərindəki ən son irəliləyişlərin çoxu IUS kosmik yedək gəmisi üçün hazırlanmış bərk yanacaq mühərriklərinin dizaynında tətbiq edilir. Tam adı ingiliscə “İnertial yuxarı mərhələ” mənasını verən bu cihaz “Space Shuttle MTKK” və ya “Titan-3” tipli daşıyıcı aparat vasitəsilə aşağı Yer orbitlərinə çıxarılacaq. IUS dizaynı iki əsas bərk yanacaq modulunun istifadəsinə əsaslanır: böyük və kiçik, parametrləri 57-ci səhifədəki cədvəldə verilmişdir.

Cədvəldə verilmiş IUS mühərriklərinin parametrlərini təhlil edərək, xüsusilə qeyd etmək lazımdır ki, onlardan daha böyüklərinin nominal işləmə müddəti (152 s) müasir bərk yanacaq mühərrikləri üçün rekorddur. Bu mühərrik üçün yanacağın nisbi kütləsinin dəyəri də rekord səviyyədədir - 94,6%; beləliklə, dizayn təchiz olunmuş bərk yanacaqlı raket mühərrikinin kütləsinin təxminən 5%-ni təşkil edir.

IUS kosmik yedəkləyicisinin bərk yanacaqlı raket mühərrikinin parametrləri

Parametr Böyük bərk yanacaq raket mühərriki Kiçik bərk yanacaq raket mühərriki Hündürlük, m 2.97 1.90 Gövdə diametri, m 2.31 1.61 Ümumi çəki, kq 10 250 2910 Yanacağın nisbi kütləsi, cəmi 94.6 93.3 Ümumi impuls, 760Ns. Maksimum itələmə, kN 266 106 İş vaxtı, s 152 106 Xüsusi impuls, m/s 2863 2841

Bu cür rekord göstəricilər 650-700 K temperaturda işləməyə qadir olan bərk yanacaq raket mühərriklərində yüksək temperaturlu qatranlar əsasında struktur plastiklərdən istifadə etməklə yaxşılaşdırıla bilər. Bu, istilik izolyasiyasının kütləsini azaldacaq. Gələcəkdə yavaş yanan bərk yanacaqlara əsaslanan istilik izolyasiya edən materialların istifadəsini də gözləmək olar. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin konstruksiyasının çəkisini azaltmaq üçün texnoloji mandrellərdən istifadə etmədən plastik qutuların bilavasitə yanacaq yüklərinə bükülməsinin mümkünlüyü araşdırılır. Bu işlər uğurlu olarsa, nəinki birləşdirici bərkidicilər lazımsız olacaq, həm də bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istehsalı prosesi də sadələşəcək.

Kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərində istifadə olunan itələmə vektoruna nəzarət sistemlərinə əlavə olaraq, bərk cismin kamerasından çıxarılan yanma məhsullarından istifadə etməklə təkmilləşdirilmiş qaz dinamik sistemi də (iş prinsipi 36-cı səhifədə təsvir edilmişdir) istifadə edilə bilər. idarəetmə qazı kimi raket mühərrikinin özü. Burada əsas çətinlik yüksək temperaturlu qaz mühitində işləyə bilən klapanların yaradılmasıdır.

Əhəmiyyətli texniki nailiyyət son illərdə dəyişdirilə bilən ucluqların yaradılmasıdır. Onların çıxış (genişləyən) hissəsi bir neçə seqmentdən ibarətdir, onların hərəkəti zamanı burun teleskopik boru kimi bir-birindən ayrılır və ya çətir kimi açılır. Belə konstruksiyaların tətbiqinin bilavasitə sahələri arasında raket daşıyıcısının və kosmik gəminin yuxarı pillələri hesab olunur. Möhkəm yanacaqlı raket mühərrikləri daxil edilməzdən əvvəl onların burunları qatlanmış vəziyyətdə olacaq ki, bu da raketin keçid bölmələrinin ölçüsünü və çəkisini əhəmiyyətli dərəcədə azaldacaq. Nəticədə, faydalı yük kütləsi bərk yanacaqlı raket mühərrikinin xüsusi impulsunun 100-250 m / s artması ilə eyni dərəcədə artırıla bilər. Aparıcının ilk pillələrinin mühərriklərində dəyişən həndəsə ucluqlarından istifadə etmək sərfəlidir: raketlər qalxdıqca onların tədricən açılması reaktiv qaz reaktivinin ətraf mühitə yaxın təzyiqə qədər genişlənməsini təmin edəcək və bu, əldə etmək üçün şərtdir. maksimum xüsusi impuls.

Möhkəm yanacaqla işləyən raket mühərriki konstruksiyasına görə sadə olsa da, onun etibarlı işləməsi yalnız mühərrikin istehsalında istifadə olunan yaxşı qurulmuş texnoloji proseslərə ciddi riayət etməklə mümkündür. Bu proseslərin təkmilləşdirilməsi ilə yanaşı, istehsal olunan bərk yanacaq raket mühərriklərinin keyfiyyətinə etibarlı nəzarəti təmin edən vasitə və üsulların axtarışı aparılır. Bu sahədə ən son yenilik yüksək enerjili şüalanma mənbəyini, qəbuledici ekranı və həssas televiziya kamerasını özündə birləşdirən elektron skan cihazıdır. Belə bir cihazın istifadəsi videolentdə qeydə alınan nəticələrlə bədənin bütün səthində bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin keyfiyyətinə nəzarət etməyə nail olur.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin yeni tətbiq sahələri.İndiyədək digər planetlərə uçan kosmik gəmilərdə bərk yanacaq mühərrikləri az istifadə olunub. Kosmik gəmilərin planetlərarası trayektoriyalardan dairəvi orbitlərə buraxılması zamanı bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin demək olar ki, istifadə edilməməsinin səbəblərindən biri bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istismarı zamanı xüsusi kosmik gəmilərin dizaynına və avadanlıqlarına verilən həddindən artıq sürətlənmədir. Buna görə də, mühərrikin kifayət qədər uzun müddət ərzində az miqdarda təkan verməsi lazımdır. Son illərdə bu istiqamətdə mühüm irəliləyiş əldə olunub və 250 saniyə ərzində işləyən səmərəli bərk yanacaq raket mühərriklərini yaratmaq mümkün olur. Tələb olunan aşağı təzyiq səviyyəsi, xüsusən də (müəyyən bir tərkibin seçilməsi və yük istehsal texnologiyasının inkişafı ilə əlaqədar) çox aşağı yanacaq yanma sürətinə (təxminən 3 mm / s) nail olmaq, aşağı iş rejimini saxlamaqla təmin edilir. kamerada təzyiq (0,7 MPa və ya daha az), həmçinin son səthdə yanan yük.

Yuxarıda təsvir edilən bərk yanacaqlı raket mühərrikləri sahəsində bu və digər nailiyyətlər bərk yanacaq mühərriklərinin həm yaxın, həm də dərin kosmosda daha geniş tətbiqi üçün imkanlar açır. Dizayn tədqiqatları göstərir ki, məsələn, bərk yanacaqlı raket mühərriki Mars səthindən torpaq nümunəsi olan aparatı işə salmaq üçün çox uyğun mühərrik ola bilər.

Astronavtikada bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istifadəsi perspektivləri, uçuş zamanı bərk yanacaq raket mühərriklərinin çoxsaylı söndürülməsi və işə salınması və təkan gücünə nəzarət etmək üçün məqbul üsul və vasitələrin işlənib hazırlanmasının mümkün olub-olmamasından asılıdır. Qatı yanacaqlı raket mühərriklərinin sürəti digər müsbət keyfiyyətlərlə birləşərək, kosmik gəminin uçuş trayektoriyasına və münasibətinə nəzarət etmək üçün reaktiv sistemlər hazırlayanların bu mühərriklərə xüsusi diqqətini cəlb edir. Bununla belə, bu sistemlərin mühərrikləri dəfələrlə - yüz minlərlə dəfəyə qədər, məsələn, bir neçə il istismar üçün nəzərdə tutulmuş Yerin rabitə peykləri üçün işə salınmalıdır.

Əsasən sadə şəkildə Möhkəm yanacaqlı raket mühərrikinin çoxlu işləməsini təmin etmək üçün, bitişik hissələrin istilik izolyasiya yastiqləri ilə ayrıldığı və hər bir bölmənin öz alovlanma sisteminə malik olduğu çox bölməli (sözdə vafli) yükdən istifadə etmək təmsil olunur. Bununla birlikdə, bölmələrin sayının artması ilə bərk yanacaq raket mühərriklərinin dizaynının mürəkkəbliyi, çəkisi və dəyəri səbəbindən praktikada onların sayı ən yaxşı halda bir neçə onlarla ola bilər (belə eksperimental bərk yanacaq raket mühərrikləri yaradılmış və skamyalarda sınaqdan keçirilir).

Bərk yanacaq raket mühərrikləri üçün mövcud daxilolmaların sayına dair məhdudiyyətləri aradan qaldırmaq cəhdləri tamamilə qeyri-adi eksperimental dizaynların yaradılmasına səbəb oldu. Onlardan biri uşaq tapançasına bənzəyir, lentə tətbiq olunan atəş qapaqları. "Pistonlar" təxminən 0,1 saniyə ərzində yanıb-sönən bir neçə Nyuton gücünə malik miniatür bərk yanacaq raket mühərrikləridir. Bu cür "qapaqların" lazımi tədarükü tam təkan impulsunun tələb olunduğu anda əldə edilir. Təsvir edilən cihaz, bununla belə, bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin indiyə qədər demək olar ki, istifadə olunmadığı və ya ümumiyyətlə istifadə olunmadığı ərazilərdə uğurla istifadə olunan müasir aşağı təzyiqli raket mühərrikləri ilə rəqabət apara bilməz.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin itələmə dəyərinin tənzimlənməsinə gəldikdə, hazırda ən inkişaf etmiş üsul burun oxu boyunca quraşdırılmış profilli iynəni (“mərkəzi gövdə”) mexaniki şəkildə hərəkət etdirərək burun boğazının sahəsini dəyişdirməkdir. Nozzin axın hissəsindəki dəyişiklik kamerada təzyiqin əks dəyişməsinə səbəb olduğundan, itələmənin iynənin hərəkətindən asılılığı çox mürəkkəbdir. Yanacağın müvafiq tərkibi ilə, nozzle boynunun tam açılması yükün söndürülməsini təmin edə bilər. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin yenidən işə salınması çoxaldılmış alovlandırıcıdan istifadə etməklə həyata keçirilə bilər. Kosmosda bərk yanacaqlı raket mühərriklərində, təsvir edilən təkan idarəetmə sistemi istifadə edilmir, çünki bu, strukturun əhəmiyyətli dərəcədə çətinləşməsinə və ağırlaşmasına (həmçinin digər arzuolunmaz nəticələrə) gətirib çıxarır.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin itələyici qüvvəsi müəyyən məhdudiyyətlər daxilində və kameraya qaz və ya maye daxil etməklə tənzimlənə bilər. Bu metodun çatışmazlıqları sevk sistemində köməkçi işçi maddənin olması ilə bağlıdır.

RDTT və ətraf mühitin mühafizəsi problemi. Bərk yanacaq mühərriklərinin inkişafı və istifadəsi perspektivləri bilavasitə hazırda artan diqqəti cəlb edən ətraf mühitin mühafizəsi problemi ilə bağlıdır. Müasir bərk yanacaqlı raket mühərriklərində istifadə olunan səmərəli yanacaqlar bu baxımdan mükəmməl deyil. Beləliklə, məsələn, Space Shuttle-ın hər buraxılışı zamanı atmosferə 100 tondan çox qaz hidrogen xlorid olan ~ 1000 ton bərk yanacağın yanma məhsulu buraxılmalıdır. Bu məhsulların əhəmiyyətli bir hissəsi küləyin təsiri altında 1-1,5 km-dən aşağı hündürlükdə üfüqi istiqamətdə hərəkət edən bir buludda cəmlənmişdir və bu buludun aşağı hissəsi yerə yaxındır. Atmosfer rütubətinin artması halında, buraxılış kompleksindən 100 km-ə qədər məsafədə zəhərli, turşu tərkibli yağıntıların buluddan düşə biləcəyi ilə bağlı narahatlıq ifadə edildi. Əvvəllər bir neçə kilometr məsafədə iri bərk yanacaq raket mühərriklərinin işləməsi nəticəsində əmələ gələn yağıntıların bitki örtüyünün zədələnməsi halları artıq müşahidə olunub. Bu baxımdan, buraxılış zonasında meteoroloji şəraitin nəzərə alınması xüsusi əhəmiyyət kəsb edir. Kosmik gəminin tez-tez buraxılması zamanı bərk yanacaq yanma məhsullarının atmosferin yuxarı təbəqəsinin ozon təbəqəsinin məhvinə səbəb ola biləcəyi də qorxulu idi. (Təbiətdə katalitik olan bu məhvetmə mexanizmi yenə də hidrogen xloridlə əlaqələndirilir ki, ozon üzərində fəaliyyət göstərən fotoliz nəticəsində sərbəst xlor əmələ gəlir.) Problemlə bağlı ətraflı araşdırmalar bu qorxunu təsdiqləməyib. Bununla belə, lazım gələrsə, qəbul edilənlərin əvəzinə istifadə oluna bilən başqa yanacaq növləri də nəzərdən keçirilib.

Bərk yanacağın lazımsız qalıqlarının yandırılmasına gəlincə, ABŞ-ın bir sıra ərazilərində yerli hakimiyyət orqanları bunu artıq qadağan edib. Bu vəziyyətdən çıxış yolu axtarmaq üçün qarışıq yanacağın ayrı-ayrı komponentlərə (oksidləşdirici, yanacaq bağlayıcı, alüminium) bölünməsi üçün həvəsləndirici cəhdlər edilmişdir. Həmçinin partlayıcı maddələrin istehsalında alüminiumun və yanacaq-bağlayıcının və ya xırdalanmış yanacağın qalan hissəsinin istifadə edilməsi təklif edilir.

Ətraf mühit üçün təhlükə təkcə bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin yanma məhsulları deyil, həm də bərk yanacaqların istehsalı üçün texnoloji proseslərdə iştirak edən maddələr: asbest və digər liflər, üzvi sərtləşdiricilər və həlledicilər və s. Növbəti 10-20-də. illərdə bu maddələrə və onların təhlükəsizliyinə dair proseslərə tələblərin artırılması gözlənilir ki, bu da bərk yanacaq raket mühərriklərinin qiymətinin artmasına səbəb ola bilər. Lakin bu hal hazırda bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin inkişafı və istifadəsinə mənfi təsir göstərə biləcək amil kimi qəbul edilmir.

Beləliklə, kifayət qədər əminliklə demək olar ki, yaxın gələcəkdə kosmosda bərk yanacaqlı raket mühərrikləri öz rolunu itirməyəcək və bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin raket və kosmik sistemlərdə maye raket mühərrikləri ilə rasional birləşməsi mühüm ilkin şərt olaraq qalmaqda davam edəcəkdir. astronavtikanın inkişafı üçün. Yekun olaraq, kosmik bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istifadəsinin yaxın perspektivləri haqqında bir neçə söz deyək. Onlar ilk növbədə ABŞ-da hazırlanmış kosmik nəqliyyat sistemləri ilə əlaqələndirilir. Bu sistemlərə kosmos yedəkləyiciləri və daha az güclü raket podları ilə birləşdirilən təkrar istifadə oluna bilən “kapçalar” daxildir (yedək gəmiləri qənaətsiz olduqda istifadə olunacaq).

Bu nəqliyyat sistemlərində yürüş edən bərk yanacaqlı raket mühərrikləri böyük rol oynayır. Güclü təkrar istifadə oluna bilən bərk yanacaq mühərrikləri “şotlların” birinci mərhələsinin əsasını təşkil edir və yedək gəmiləri və analoji raket blokları yalnız yürüş edən bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin quraşdırılması üçün nəzərdə tutulub. Ehtimal olunur ki, 80-ci illərdə bu qurğular ABŞ ərazisindən kosmosa faydalı yüklərin buraxılması üçün əsas vasitə olacaq.

Birləşmiş Ştatlar müasir birdəfəlik buraxılış qurğularını sıradan çıxarmağı planlaşdırsa da, digər ölkələr bu cür raketlərdən istifadə etməyə və inkişaf etdirməyə davam edəcək. Bu o deməkdir ki, bərk yanacaqlı raket mühərrikləri Yaponiyada Amerika lisenziyaları ilə istehsal olunan Delta daşıyıcısının müxtəlif versiyalarının bir hissəsi kimi istifadə olunmağa davam edəcək. Bundan əlavə, Yaponiyanın kosmik proqramı bu ölkədə yaradılmış tam bərk yanacaq daşıyıcı aparatların daha da təkmilləşdirilməsini nəzərdə tutur. Belə reaktiv daşıyıcıların hazırlanması və istifadəsi də Hindistanın milli proqramının bir hissəsidir. Bundan əlavə, Avropa kosmik proqramı çərçivəsində bərk yanacaq gücləndiricilərinin quraşdırılması üçün nəzərdə tutulmuş “Arian” buraxılış aparatının təkmilləşdirilmiş versiyaları hazırlanır. Onların istifadəsi “Ariane”nin ilk operativ uçuşlarından qısa müddət sonra başlayacaq. Hazırda bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin peyklərin bort mühərrikləri kimi daha da geniş yayılması üçün heç bir məhdudiyyət nəzərdə tutulmur. Nəhayət, yaxın gələcəkdə bərk yanacaq mühərrikləri kosmos uçuşunda dəstək əməliyyatlarında öz rolunu qoruyacaq.

Qeydlər

1

LRE üçün bax: V. N. Bychkov, G. A. Nazarov, V. I. Prishchepa. Kosmik maye raket mühərrikləri ("Kosmonavtika, Astronomiya" seriyası, 9). - M.: Bilik, 1976.

2

Beləliklə, bərk yanacaqlı raket mühərrikləri sublimasiya zamanı bərk işləyən maddənin (məsələn, ammonium bikarbonat, litium hidrid) qaza çevrildiyi və bu qazın ətrafdakı kosmik mühitə axması ilə nəticələnən sublimasiya mühərrikləri daxil deyil. itələmək. Tamamilə aydındır ki, sublimasiya mühərrikində işləyən maddənin kimyəvi enerjisi təkan əldə etmək üçün istifadə edilmir.

3

"Mekiklər" haqqında bax: V. I. Levantovski. Nəqliyyat kosmik sistemləri. - M.; Bilik, 1976.

4

Bəzən "Delta" adı yalnız buraxılış vasitəsinin ikinci mərhələsi üçün istifadə olunur və bu halda bütün raket "Tor-Delta" adlanır, çünki onun birinci mərhələsi dəyişdirilmiş orta mənzilli "Tor" ballistik raketidir.

5

Bu mühərrik 1965-1970-ci illərdə də istifadə edilmişdir. Delta daşıyıcı raketinin üçüncü mərhələsində və əvvəllər Scout raketinin dördüncü mərhələsinin digər bərk yanacaqlı raket mühərrikləri orada istifadə edilmişdir. Quraşdırılmış bərk yanacaq raketləri "Delta" Scout reaktiv daşıyıcısının ikinci mərhələsində istifadə olunan mühərriklərin variantlarıdır.

CS RDTT-DƏ QARABILIR İŞ PROSESİNİN NÖVLƏRİ.

1. Qeyri-sabit proses, xüsusiyyətləri müəyyən edilmiş hüdudlardan kənara çıxan əməliyyat parametrlərinin öz-özünə salınması olan bir proses adlanır. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin qeyri-sabitliyi mühərriklərin etibarlılığını əhəmiyyətli dərəcədə azaldır, onların ballistik xüsusiyyətlərini pisləşdirir, inkişaf müddətini artırır, təyyarənin qiymətini artırır, bort avadanlığını sıradan çıxara, mühərriki və təyyarəni məhv edə bilər.

Möhkəm yanacaqlı raket mühərrikinin yanma kamerasında qeyri-sabit iş prosesinin baş verməsinin mümkün nəticələri Şəkil 1-də göstərilmişdir: qeyri-sabit mühərrikdən ötürülən mexaniki vibrasiyaların yüksək amplitudaları səbəbindən raket idarəetmə sisteminin nasazlığı (yuxarı rəqəmlər); rəqəmlər); yanma kamerasında təzyiqin davamlı artması səbəbindən mühərrikin mexaniki məhv edilməsi (aşağı rəqəmlər).

Şəkil 1. Bərk yanacaq qeyri-sabitliyinin bəzi nəticələri:

1 - təzyiq dalğalanmaları; 2 - faktiki dəyər; 3 - dizayn dəyəri

Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin yanma kamerasında qeyri-sabit iş prosesləri ilk növbədə bir neçə hertsdən bir neçə on kilohers-ə qədər tezliyə malik uzununa, eninə, eninə və tangensial istiqamətlərdə aşağı və yüksək tezlikli nəzarətsiz təzyiq rəqsləri şəklində özünü göstərir. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin salınım rejimlərinin nümunələri Şəkildə göstərilmişdir. 2 və 3 koordinatlarda təcrübələrin nəticələrindən qurulmuş qrafiklər şəklində (ölçüsüz təzyiq sapması) - (ölçüsüz mühərrikin işləmə müddəti).

Şəkil 2. Bərk yanacaq raket mühərrikinin yanma kamerasında aşağı tezlikli təzyiq dalğalanmalarının tipik formaları:

a - salınımların inkişafının keyfiyyət mənzərəsi; b - yükün alovlanması zamanı təzyiq pikindən yaranan salınımların inkişafı; c - işə salındıqda təzyiq pikinə görə aşağı tezlikli qeyri-sabitlik, onun sonrakı alovlanması ilə yükün sönməsinə səbəb olur; d - çox aşağı tezlikli qeyri-sabit rəqslərə meylli bərk yanacaq raket mühərriklərinin sınaqlarının oscilloqramı; e - işə salınma dövründə aşağı tezlikli təzyiq dalğalanmaları

düyü. 3. Koordinatlarda yüksək tezlikli rəqslərin təkamülü:

- ölçüsüz vaxt τ.

Göründüyü kimi, bu rejimlər, yükün yanması zamanı və yalnız onun daxili həndəsəsinin dəyişməsi nəticəsində bütün iş parametrləri nisbətən yavaş və rəvan dəyişdikdə, mühərrikin sabit işləmə şərtlərindən çox fərqlidir.

Təzyiq dalğalarını meydana gətirən iğtişaşlar olduqda bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin müxtəlif qeyri-sabit iş rejimləri həyata keçirilir. Nəticədə, yanma səthinin parametrləri ilə qeyri-stasionar şəkildə qarşılıqlı əlaqədə olan yanma məhsullarının axınının xüsusiyyətlərində sapmalar var. Proseslərin tarazlıq axını pozulur, çünki təzyiq dalğalarının təsiri altında istilik buraxılması və qaz əmələ gəlmə dərəcələrində yerli dəyişikliklər baş verir. Bu halda müşahidə olunan dalğaların tezliyi və forması qarşılıqlı təsir mexanizmindən və mühərrik kamerasının daxili həndəsəsindən asılıdır. Yanma məhsullarının axını əsasən yanma səthi, eləcə də bir tərəfdən istilik qoruyucu örtüklü dibinin əyri divarı, digər tərəfdən isə burunun kritik hissəsi ilə məhdudlaşır.

İstilik və qaz buraxılışının dalğalanmaları müvafiq fazada olduqda və enerji itkilərini aradan qaldırmaq üçün kifayət qədər amplituda malik olduqda, dalğaların intensivliyi artır. Bu gücləndirmə prosesi enerjinin yeni balansı üçün şərait yaranana qədər davam edir.

Bu şərtlər çox geniş dalğa intensivliyində xüsusi fiziki parametrlərdən asılı olaraq qurulur. Adətən bu vəziyyətdə hansısa xüsusi rejim üstünlük təşkil edir. Bütün bunlar yanma kamerasında baş verən salınım proseslərinin riyazi təsvirini xeyli çətinləşdirir.

Bir qayda olaraq, kamerada təzyiq dalğalanmaları şəraitində bərk yanacaqların yanma sürəti artır. Bu, dizayn rejimi ilə müqayisədə təzyiq və itələmənin artmasına və yükün yanma müddətinin azalmasına səbəb olur. Təzyiq qüvvəsi, əlavə olaraq, raket gövdəsinə ötürülən bir salınım komponenti alır, bu da avadanlığın, o cümlədən idarəetmə sisteminin və s. uğursuzluğun səbəbidir. Təzyiqdə əhəmiyyətli bir artım ilə mühərrik (və ya yük). ) çökə bilər. Mühərrik sabitdirsə, nəticədə yaranan salınımlar ya məqbul bir amplituda malikdir, ya da enerjinin yayılmasının narahatedici qüvvələrin enerjisi üzərində üstünlük təşkil etməsi səbəbindən sadəcə ölür.

2. Hazırda ən çox yayılmış olanı bərk yanacaq kameralarında dövri rəqslərin onların tezliyinə görə bölünməsidir. ayırmaq aşağı tezlik və yüksək tezlikli yanma kamerasında dalğalanmalar.

Aşağı tezlikli qeyri-sabitlik yanma kamerasında minimum təbii akustik tezlikdən daha az tezlikli öz-özünə salınımlarla müəyyən edilir. Belə aşağı tezliklərin diapazonu 100 Hz-dən çox olmayan tezlikli salınımlarla məhdudlaşır. Aşağı tezlikli salınımlarla yanma kamerasındakı təzyiq həcminin bütün nöqtələrində eyni şəkildə dəyişir, yəni bu həcm bir bütöv olaraq təmsil olunur. Bu tip qeyri-sabitlik bölgəsini əsasən müəyyən edən xüsusiyyət kameranın azaldılmış uzunluğu olduğundan,

yanma kamerasının həcmi haradadır; nozzlenin kritik (minimum) hissəsinin sahəsidir, onda bu tip qeyri-sabitlik tez-tez - qeyri-sabitlik adlanır (xüsusilə xarici ədəbiyyatda). - qeyri-sabitlik ən çox kiçik bərk yanacaq raket mühərriklərində baş verir (aşağı } və nisbətən aşağı təzyiqlərdə.

Yüksək tezlikli qeyri-sabitlik, yanma kamerasının təbii akustik tezliklərindən birinə yaxın tezlikdə yanma kamerasında öz-özünə salınımlarla müəyyən edilir.

Yüksək tezlikli qeyri-sabitlik ilə akustik dalğalar yanma kamerasında yayılır, bu dalğalar yanan səthdən akustik enerjinin axını səbəbindən yanma səthindən əks olunduqda artır (şəkil 4). Adətən, akustik qeyri-sabitlik zamanı təzyiq dalğalanmaları tədricən çox kiçik amplituda dəyərlərindən böyük olanlara qədər artır (bax Şəkil 3). Belə dalğalanmalar deyilir fərqli.

Şəkil 4. Yanma zonası və akustik dalğalar arasında qarşılıqlı təsir sxemi

solma akustik vibrasiyalar getdikcə azalan amplituda malikdir. üçün dövri nəşr(və ya müntəzəm) salınımlar sabit amplituda və tezlik ilə xarakterizə olunur.

Yanma kamerasında dövri akustik salınımlar ola bilər uzununa və eninə.

Uzunlamasına kamera oxu boyunca yüksək tezlikli salınımlardır (bax. şək. 5). a).

eninə yanma kamerasındakı salınımlar kameranın oxuna perpendikulyar olan müstəvidə yüksək tezlikli salınımlardır. Bu vibrasiyalar, vibrasiya hərəkətinin istiqamətindən asılı olaraq, bölünür tangensial, radial və qarışıq eninə salınımlar (bax. Şəkil 5b, c).

Şəkil 5. Akustik dalğaların üç sinfi:

a - ən aşağı tezlikli uzununa vibrasiyalar (burada a - həcmdə səsin orta sürəti); b - tangensial eninə ( ); c - radial eninə ( ).

Ən sadə formada salınan sistem aşağıdakı dalğa tənliyi ilə təsvir edilə bilər:

(2)

kiçik bir təzyiq pozğunluğu haradadır; a- səs sürəti; τ - vaxt.

Yanma kamerasının tamamilə sərt divarları üçün silindrik koordinatlarda bu tənliyin ümumi həlli formaya malikdir.

harada k, m, n- tam ədədlər; mən m- Birinci növ sifarişin Bessel funksiyası t; - k-tənliyin kökü; və ixtiyari sabitlərdir; və - ixtiyari faza bucaqları; - dairəvi tezlik; D- kameranın diametri; φ və r silindrik koordinatlardır.

Bu halda, ümumi halda kamerada yanma məhsullarının akustik vibrasiyalarının təbii tezliklərini təyin etmək üçün formula aşağıdakı formaya malikdir:

(4)

bəri üzvlər m = 0;n ≠ 0 ; k = 0 tezliyə malik uzununa rejimlərə uyğundur

bəri üzvlər m = 0;n = 0 ; k≠ 0 birinci radial vibrasiya rejiminin tezliyi ilə radial rejimlərə uyğundur ( k =1):

bəri üzvlər k = 0 , n = 0 , m ≠ 0 - birinci tangensial rəqs rejiminin tezliyi ilə tangensial rejimlər ( m =1):

Qeyd edək ki, uzununa-eninə salınımlar yanma kamerasında da müşahidə oluna bilər.

Uzunluq-diametr nisbəti böyük (L/D>>10) olan mühərriklərdə müəyyən kritik dəyəri (yüksək tezlikli eninə rəqslər özbaşına baş verir) pozulduğu halda yanma kamerasında özünü saxlayan uzununa rəqslər baş verə bilər. öz-özünə salınımların yumşaq həyəcanının mövcudluğunda çox kiçik amplitüdlərdən başlayaraq. ). Qeyd edək ki, uzununa akustik rejimlər 100...1000 Hz tezlik diapazonunu tutur.

İnkişaf etmiş amplitudalı akustik vibrasiyalar qeyri-xətti tənliklərdən istifadə etməklə tədqiq tələb edir. Buna görə də çağırılırlar qeyri-xətti, Fərqli xətti xətti diferensial tənliklərdən istifadə etməklə təhlil edilən kiçik amplituda rəqslər.

Möhkəm yanacaqlı raket mühərrikində iş prosesinin qeyri-sabitliyinin məhdudlaşdırıcı halı, yanmanın partlamaya çevrildiyi güclü bir zərbə dalğasının meydana gəlməsi səbəbindən yanma məhsullarının bütün parametrlərinin dəyərlərinin kəskin artmasıdır.

Bütün bu qeyri-sabitlik növləri dinamik qeyri-sabitliklə əlaqədardır, çünki onlar statik qeyri-sabitlikdən fərqli olaraq, yanma kamerasında təzyiqin qeyri-məhdud artması ilə sabit yanmanın pozulması nəticəsində baş verən kəskin yanma prosesləri ilə müəyyən edilir. stasionar yanma sürətinin təzyiq dəyişikliklərinə həssaslığı. Bu cür qeyri-sabitlik o zaman baş verir v>l. Buna görə də, praktikada yanacaq ilə v

3. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərində salınma mexanizmləri haqqında ümumi məlumat. Real şəraitdə bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin qeyri-sabit rejimləri müxtəlif daim dəyişən tezliklərin mürəkkəb qarışıq salınımlarına səbəb olur. Məsələn, “Poseydon” raketinin ikinci pilləsinin mühərrikində ilk 10 saniyə ərzində doqquz müxtəlif tezlikli harmoniklərlə rəqslər müşahidə olunub. Minuteman II raketinin bərk yanacaqlı raket mühərrikində ilk iki saniyədə 300 Hz tezlikli salınımlar meydana çıxdı və bu, 10-15 s davam edən ~ 500 Hz tezlikli salınımlara çevrildi. Minuteman III raketinin bərk yanacaqlı raket mühərrikində, işə salındıqdan dərhal sonra (0,1 ... 0,2 s sonra) 4 saniyə ərzində ~ 850 Hz tezlikli salınımlar, sonra isə ω = 330 Hz (davamlı ~ 12 s) ilə meydana gəldi. . Bütün bu dalğalanmalar əhəmiyyətli bir intensivliyə malik idi və qəzaya səbəb olmasaydı, bortdakı elektron avadanlıqların zədələnməsi üçün real ilkin şərtlər yaratdılar. Möhkəm yanacaqlı raket kamerasında qeyri-sabit iş prosesinin məlum riyazi modelləri real prosesləri hələ tam təsvir edə bilmir. Beləliklə, xüsusilə, aşağı sürət və qaz salınımlarının kiçik amplitudalı bircins qaz qarışığı ilə doldurulmuş ideal silindrik boşluq üçün azaldılmış dalğa tənliyi (2) yazılır. Bu tənlik yükün yanması ilə əlaqədar boşluğun həcminin dəyişkənliyini, yanma məhsullarının tərkibinin həcmə görə dəyişkənliyini, kameranın divarlarının və yükün titrəməsinin mümkünlüyünü nəzərə almır. bərk raket yanacaqlarının yanma zonasında qeyri-bərabər proseslər və s.. Buna görə də, kamerada baş verən və təmir dalğalanmalarının səbəblərini izah edə bilməz.

Möhkəm yanacaqlı raket mühərriki, yanma məhsulları ilə dolu kameranın bir hissəsini, enerji mənbəyini və salınım sistemini enerji ilə təmin edən bir mexanizm * (və ya bir sıra mexanizmlər) ehtiva edən özünü salınan sistemdir. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin qeyri-sabitliyinin tədqiqində aydınlaşdırma tələb edən ən mühüm məsələlər rəqslərin oyandırılması (və ya boğulması) mexanizminin müəyyən edilməsi, salınımların baş vermə sərhədlərinin** və ya həddinin müəyyən edilməsi, onların amplituda və tezlik.

Erkən tədqiqatlarda, aşağı tezlikli qeyri-sabitlik mexanizminin kameradan təzyiq və qaz axınının pozulması ilə əlaqədar yanma sürətindəki dəyişikliklərin (səthdəki temperatur gradientinə görə) gecikməsi ilə müəyyən edildiyinə inanılırdı.

Hazırda belə hesab edilir ki, qeyri-akustik aşağı tezlikli rəqslərin həyəcanlanma mexanizmini akustik baxımdan izah etmək olar. Buna görə də, ümumi halda bərk yanacaq raket mühərriklərinin qeyri-sabitliyinin səbəbləri yanma kamerasının boşluğu ilə yanan yanacağın səthi arasındakı qarşılıqlı əlaqədə axtarılmalıdır (bax. Şəkil 4).

Yanma sürəti artan təzyiqlə artır, buna görə də yanma səthinin yaxınlığında kiçik təzyiq dalğalanmaları ilə yanma sürətində yerli artım baş verir (yanma zonasına istilik axınının artması səbəbindən), bu da təzyiqin yeni artmasına kömək edir; sonuncu yenidən yanma sürətini artırır və s.Nəticədə salınımların amplitudası artır və bu da qeyri-sabitliyə səbəb olur. Bu amilə əlavə olaraq, salınım rejimlərinin səbəbi yükün səthinə gedən pulsasiya edən istilik axınının olmasıdır. İstilik axınının bu cür pulsasiyaları bərk yanacağın içərisində sönük bir temperatur dalğasının mövcudluğunu müəyyən edir, bunun nəticəsində bu dalğanın zirvələrində yanacağın parçalanma sürəti (eksponensial Arrhenius qanununa görə) normal yanmağı aşacaqdır. çuxurlarda yavaşlatmaqdan daha çox dərəcədə sürətləndirir. Belə bir pulsasiya edən istilik axınının məcmu təsiri parçalanma sürətinin artmasına səbəb olur. Buna görə də, yanacaq temperatur dalğasının intensivləşməsinə kömək edən ekzotermik reaksiya ilə xarakterizə olunursa, bu cür yanacaq yüksək tezlikli salınımlara daha həssasdır. Aydındır ki, endotermik yanacaq reaksiyaları vəziyyətində temperatur dalğaları öz-özünə sönəcək. Bütün bu hadisələr bərk yanacaq raket mühərriklərinin salınım rejimlərinin müxtəlif nəzəri modellərində nəzərə alınır. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin qeyri-sabit iş rejimlərinin baş verməsinin belə bir keyfiyyət mənzərəsi, lakin bir sıra hallarda salınımların səbəbini izah edə bilməz.

* Bu zaman mexanizm həm də səbəb əlaqəsi ilə birləşən fiziki və kimyəvi proseslər kimi başa düşülür.

** Yanma kamerasındakı iş prosesinin sabitlik sərhədi sabitlik və qeyri-sabitlik sahələrini ayıran rejim parametrlərinin dəyərlərinin məcmusudur.

RDTT-NİN YÜKSƏK TEZLİK SABİTLİYİ

1. Nəzəriyyə nöqteyi-nəzərindən, bərk yanacaq raket mühərriklərinin yüksək tezlikli qeyri-sabitliyi probleminin həlli kameranın akustik daxili xüsusiyyətlərini nəzərə alaraq (əlbəttə ki, akustik dalğanın tənliyinin həllinə qədər azaldılır. müvafiq sərhəd şərtləri). Yığılmış eksperimental material bu rejim üçün aşağıdakı spesifik xüsusiyyətləri ayırmağa imkan verdi:

a) bərk yanacaq raket kameralarında böyük amplitüdlü akustik salınımlar görünür, bəzən orta iş təzyiqinin dəyərinə çatır;

b) bu ​​cür rəqslər, bir qayda olaraq, arabir olaraq meydana çıxır və mühərrikin işləməsi zamanı müəyyən bir rəqs rejimi və ya bir neçəsi yox olmaq üçün həyəcanlana bilər və bir müddət stabil işlədikdən sonra yenidən rejimlərin yeni kombinasiyasında meydana çıxa bilər. daxildir və ya olmaya bilər
əvvəlkiləri və s. daxildir;

c) qeyri-sabit rejimin tezlik-zaman spektrini təkrarlamaq üçün yanacaq tərkibinin dəyişməzliyini, xarici şəraiti və s. saxlamaqla sınaq şərtlərini ciddi dəqiqliklə təkrarlamaq lazımdır;

d) Çox vaxt böyük amplituda olan salınımlar yanacağın orta yanma sürətinin artması ilə müşayiət olunur.

2. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin yüksək tezlikli qeyri-sabitliyi kimi mürəkkəb bir fenomenin nəzəri təsviri üçün kameranı ən asan həyəcanlanacağı bir çox rezonans tezlikləri olan akustik rezonator kimi nəzərdən keçirmək lazımdır. Hər hansı bir kiçik təlaş bir və ya bir neçəsini həyəcanlandıracaq
rezonator kimi kameranın xarakterik rejimləri akustik enerjinin gəlməsi ilə itkisi arasındakı nisbətdən asılıdır. Bərk yanacaq raketinin mühərrik kamerasında akustik gücləndirmə və enerji itkisi mexanizmlərinin sxematik təsviri Fig.6-da göstərilmişdir. Mühərrik modeli kifayət qədər qalın divarları olan bir kamera dizaynını ehtiva edir. Bu silindrik qabığın bir ucunda bir burun var, içərisində iki maddə var: bərk vəziyyətdə olan yanacaq və yüksək temperatur və təzyiqlə qaz halında yanma məhsulları. Aralarındakı sərhəd yanma səthi ilə müəyyən edilir və həndəsi cəhətdən ən qeyri-müəyyən ola bilər. Böyük temperatur gradientlərinə, yüksək enerji sürətinə və mürəkkəb kimyəvi reaksiyalarla müşayiət olunan kütlə ötürmə proseslərinə malik ola bilər. Yanma məhsullarının axını da son dərəcə mürəkkəbdir, o, yanma məhsullarının yanma səthinə perpendikulyar olan aşağı axın sürətlərindən kritik hissədə sonik olanlara keçid ilə xarakterizə olunur.

Şəkil 6. Mühərrikin dayanıqlığına təsir edən amillər

Mühərrikin sabitliyinə təsir edən amillərə aşağıdakılar daxildir: A - yanma səthi, təzyiq və qazın sürətini birləşdirən; B- istilik şüalanması; C - yanacaqda özlü elastik itkilər; D- yanma kamerasındakı təsirlər, o cümlədən axındakı hissəciklərin sönümləmə təsiri, digər visko-termik sönüm, relaksasiya sönümləri, qalıq kimyəvi reaksiyalar; E - viskotermik itkilərin divarlara, xarici təsirlərə və s. təsirlərini təyin edən mühərrik korpusu; F - Nozzle söndürmə effektləri. Yanma səthi akustik enerji mənbəyidir və bütün digər amillər onun itkiləridir. Qeyri-sabitlik akustik itkilər akustik gücləndirmələri aşana qədər mümkün olduğundan, akustik itkilərin təyini heç də az əhəmiyyət kəsb etmir.

Yanma zonasının akustik xüsusiyyətlərini bilmək maraqlıdır, bu, yanma səthinin xüsusi akustik keçiriciliyi və ya yanacağın ötürmə funksiyası ilə kəmiyyətcə təsvir edilə bilər. Bərk yanacağın xüsusiyyətləri akustik olaraq iki elastik modulla müəyyən edilir, onların həqiqi hissələri kəsilmə və genişlənmə nəticəsində pozğunluqların yayılma sürəti ilə bağlıdır və xəyali hissələr bu pozulmaların yaratdığı enerji itkilərini ifadə edir. Yanma zonasına gəldikdə, onun qalınlığı santimetrdən əhəmiyyətli dərəcədə azdır və ya daha uzun akustik dalğa uzunluqlarıdır və buna görə də səthə aid edilə bilər. Bu, yanma səthini və kameranın digər sərhəd səthlərini akustik keçiricilikləri ilə xarakterizə etməyə imkan verir ki, onların real hissəsi akustik rəqslərin gücləndirilməsini və ya sönümlənməsini təsvir edir.

3. Yüksək tezlikli qeyri-sabitlik məsələsinin nəzəri nəzərdən keçirilməsi yuxarıda göstərilən təsirləri nəzərə almaqla fiziki və kimyəvi prosesləri təsvir edən tənliklərin həllini tələb edir. Bu proseslər akustik salınımlar sahəsində əlavə enerji təmin etməyə qadir olan kompleks sərhəd ilə ayrılmış bərk və qazlı mühitdən ibarət həcmdə baş verir. Eyni zamanda, əsas məsələ diqqətin yönəldilməli olduğu prosesin formalarının seçilməsidir; modelin riyazi təsvirində edilməli olan fərziyyələrin və sadələşdirmələrin seçimi ki, o, kifayət qədər real olsun, aydın şərhə uyğun olsun və onun riyazi şəkildə işlənməsinə imkan versin.

Bu yolda iki istiqamət var. Biri sabitlik sərhədində kiçik amplitudalı rəqslərin tədqiqi ilə bağlıdır və problemlərin həlli kiçik pozğunluqların təhlilindən istifadə etməklə həyata keçirilir ki, bu da xətti diferensial tənliklər. Xətti nəzəriyyədə əsas sual, raket mühərrikində həmişə baş verən təsadüfi kiçik təzyiq pozğunluqlarının amplitudasının artıb-artmayacağıdır. Kiçik pozğunluqların mövcudluğunda sabitlik ümumi sabitlik üçün zəruri, lakin kifayət deyil. Bu səbəbdən, ikinci istiqamət də təsvir olunan inkişaf etmiş amplitudalı salınımları araşdırır qeyri-xətti diferensial tənliklər.

Təyyarə və Raket Mühəndisliyi Bölməsi

İxtisas 160302 - Raket mühərrikləri

Kurs işi

“RD nəzəriyyəsi, hesablanması və dizaynı” fənni üzrə

Üç mərhələli ballistik raketin üçüncü mərhələsinin bərk yanacaqlı raket mühərrikinin dizaynı

İzahlı qeyd

KR *******.**.**.**.**.***.PZ

Tamamlandı: tələbə gr. _________________

Tarix ___________ İmza ___________

Nəzarətçi: ______________________

Tarix _____________ İmza ____________

Omsk Dövlət Texniki Universiteti

şöbəsi Aviasiya və raket elmi

İxtisas 160302 - Raket mühərrikləri

Tapşırıq nömrəsi

kurs işində

intizamla RD nəzəriyyəsi, hesablanması və dizaynı

Tələbə ______________ ______ qrup ____ _________

(Tam adı)

1. İşin mövzusu İki pilləli ballistik raket mərhələsinin bərk yanacaqlı raket mühərrikinin dizaynı

2. Tələbənin tamamlanmış layihəni təqdim etməsi üçün son tarix ______

3. Layihə üçün ilkin məlumatlar Mərhələ itələmə = kN;

Uzaqdan idarəetmənin işləmə müddəti = c ;

Addım -. _

4.1 İzahedici qeydin bölmələri (işlənəcək məsələlərin siyahısı) məzmun _______________________________

_____________________________________________________________

Qrafik materialların siyahısı (məcburi təsvirlərlə)

1. Bərk yanacaqlı raket mühərriki olan raketin ümumi görünüşü - A1 formatı

2. Raket mühərriki - A1 formatı

6. Tapşırığın verilmə tarixi _________________

Baş Şöbə _____________ (imza, tarix)

Rəhbər ____________________ (imza, tarix)

Tələbə ______________________________________ (imza, tarix)

annotasiya

Bu kurs layihəsində əsas parametrləri olan bir pilləli uzun mənzilli ballistik raket üçün hərəkət sistemi hazırlanmışdır:

Uçuş məsafəsi = km;

Mərhələ çəkisi = kq;

MS kütləsi = kq;

Mərhələ itələmə = kN;

Uzaqdan idarəetmənin işləmə müddəti = c;

Raketin diametri = m;

Raketin uzunluğu = m;

Yanacaq.

Kurs layihəsi izahlı qeyd və qrafik hissədən ibarətdir.

Bu izahat qeydində dizayn, istilik, qaz-dinamik, kütlə və qiymətləndirmə hesablamaları var.

Qeyd vərəqlərdən ibarətdir, rəqəmlər və cədvəllərdən ibarətdir. Qeydə həmçinin kurs layihəsi üçün tapşırıq əlavə olunur. Biblioqrafik siyahıda nəşrlər var.

Qrafik hissə A1 formatında üç vərəqdə hazırlanmışdır.

Giriş.

1. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin əsas parametrlərinin seçilməsi.

1.1 Yükləmə növünün seçilməsi.

1.2. Ödəniş formasının seçimi.

1.3. Yanacaq seçimi

1.4. Yanma kamerasında və burun çıxışında təzyiqin seçimi

2. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin hesablanması

2.1. Nozzle dizaynı

2.2. Bərk yanacaq raket mühərriklərinin yivli yükünün hesablanması

2.3. Yivli bərk yanacaq raketi yanacaq yükünün mütərəqqi xüsusiyyətlərinin hesablanması.

2.4. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin ulduz yükünün hesablanması.

2.5. Bərk yanacaq raket mühərriklərinin bədəninin gücü üçün hesablama.

3. “barama” sxeminə əsasən hazırlanmış bərk yanacaqlı raket mühərrikinin istilik qoruyucu örtüklərinin hesablanması33

3.1. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərində istilik axınının hesablanması.

3.2. Mühərrikin istilik qoruyucu örtüyünün hesablanması

Ədəbiyyat:

Giriş

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri aerokosmik texnologiyanın bir çox sahələrində geniş istifadə olunur. Enerji xüsusiyyətlərinə görə, onlar LRE-yə olduqca yaxındırlar, bir çox cəhətdən onları üstələyirlər. Onlar sadə dizaynı və yüksək etibarlılığı ilə fərqlənirlər ki, bu da yanacaq çənlərinin, yanacaq təchizatı və idarəetmə sistemlərinin olmaması ilə izah olunur. Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri qısa müddət ərzində böyük ümumi təkan impulsu yarada bilir, işlək vəziyyətdə uzun rəf ömrünü təmin edir və buna görə də onun hazırlanmasına az vaxt sərf etməklə işə daimi hazır olur. Onlar sadə və istismar üçün ucuzdur, yəni yüksək əməliyyat istehsal qabiliyyətinə malikdirlər. Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri olan raketlərə xidmət və saxlama zamanı korroziya, toksiklik və yanacağın buxarlanması ilə bağlı heç bir problem yoxdur. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin yaradılması və istehsalının dəyəri raket mühərrikindən xeyli aşağıdır (lakin bərk yanacağın qiyməti çox vaxt maye yanacağın qiymətindən yüksək olur).

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin çatışmazlıqlarına aşağıdakılar daxildir: digər mühərriklərə nisbətən daha kiçik xüsusi təkan impulsu, böyüklük və istiqamətdə daha mürəkkəb təkan nəzarəti, birdən çox işə salınmada çətinlik, xarici şəraitin, xüsusən də ilkin yükləmə temperaturunun normal işləməsinə əhəmiyyətli təsiri. mühərriklər, mühərriklərin yüklənmə qüsurlarına həssaslığı, bu da işə salınma uğursuzluqları və fövqəladə hallarla nəticələnə bilər.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin digər raket mühərriklərindən fərqləndirən əsas xüsusiyyəti yanacağın bərk fazada olması və birbaşa yanma kamerasında xüsusi yük şəklində yerləşməsidir.

Təyin edilmiş məqsədə görə böyük müxtəlifliyə baxmayaraq, bütün bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ümumi struktur elementlərə malikdir. Əsas elementlər bunlardır: bərk yanacağın yükü, istilik izolyasiyası olan bir gövdə, ön və arxa (burun) dibləri, bir burun bloku, elektrik alovlandırıcısı olan bir alovlandırıcı. Başlıq və ön diblərlə hermetik şəkildə bağlanmış qabıq ÇNL-i təşkil edir.

Bərk yanacaqların təsnifatı

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri bir-birindən kəskin şəkildə fərqlənə bilər:

Randevu ilə;

Yanma kameralarının sayına görə;

İtki vektorunun böyüklüyünə və istiqamətinə nəzarət üsuluna görə

idarə olunan;

idarə olunmayan;

KS şəklində;

Şarjın kameraya bərkidilməsi üsuluna görə;

nozzle növü;

Başlama sayına görə

tək hərəkət;

çoxlu fəaliyyət.

Məqsədinə görə bərk yanacaqlı raket mühərrikləri aşağıdakı siniflərə bölünə bilər:

1. Faydalı yükü yer kürəsinin səthində bir yerdən digər yerə çatdırmaq üçün nəzərdə tutulmuş bərk yanacaqlı raket mühərrikləri, diapazondan asılı olaraq aşağıdakı qruplara bölünür:

qısa mənzilli bərk yanacaq raketləri;

RDTT taktiki raketləri;

idarə olunan və idarə olunmayan tank əleyhinə raketlərin bərk yanacaqlı raket mühərrikləri;

orta mənzilli raketlərin bərk yanacaqlı raket mühərriki;

qitələrarası raketlərin bərk yanacaqlı raket mühərrikləri daxil olmaqla, uzun mənzilli raketlərin bərk yanacaqlı raket mühərrikləri;

Kruiz raketləri üçün sürətləndirici və hərəkət edən bərk yanacaqlı raket mühərrikləri.

2. Yer kürəsinin səthindən faydalı yükü Yerə yaxın kosmosa çatdırmaq üçün nəzərdə tutulmuş bərk yanacaqlı raket mühərrikləri birbaşa təyinatına görə aşağıdakı qruplara bölünür:

RDTT zenit raketləri;

RDTT raket əleyhinə.

3. Hava gəmilərində quraşdırılmış və hava hədəflərini məhv etmək üçün nəzərdə tutulmuş bərk yanacaqlı raket mühərrikləri;

4. Təyyarədə quraşdırılmış və yer kürəsinin səthində və ya su altında yerləşən hədəfləri vurmaq üçün nəzərdə tutulmuş bərk yanacaqlı raket mühərrikləri;

5. Yerüstü gəmilərdə quraşdırılmış və sualtı hədəfləri məhv etmək üçün nəzərdə tutulmuş bərk yanacaqlı raket mühərrikləri;

6. Atış gücləndiriciləri kimi istifadə olunan bərk yanacaqlı raket mühərrikləri;

7. Təyyarənin trayektoriya üzrə sürətini kəskin artırmağa və ya manevr etməyə xidmət edən bərk yanacaqlı raket mühərrikləri;

8. insanı yer səthindən yuxarıda və ya kosmik şəraitdə hərəkət etdirmək və ya manevr etmək üçün istifadə edilən fərdi bərk yanacaq raket mühərriki;

9. Köməkçi məqsədlər üçün bərk yanacaqlı raket mühərriki:

toz təzyiq akkumulyatorları (PAD);

bortda enerji təchizatı (BIP);

sükan mühərrikləri;

kompozit raketlərin mərhələlərinin ayrılmasını sürətləndirmək üçün bərk yanacaqlı raket mühərriki;

xüsusilə təyyarənin yumşaq enişini təmin edən bərk yanacaqlı raket mühərriklərini əyləc etmək;

hesablanmış trayektoriyadan kənara çıxdıqda kosmik gəminin uçuş sürətini və istiqamətini düzəltməyə xidmət edən düzəldici bərk yanacaqlı raket mühərrikləri;

təyyarə oriyentasiya və sabitləşdirmə sisteminin bərk yanacaq raket mühərrikləri;

10. Kosmik gəmilər üçün nəzərdə tutulmuş bərk yanacaqlı raket mühərrikləri.

Bundan əlavə, bərk yanacaqlı raket mühərrikləri olan raketlər milli təsərrüfat məqsədləri üçün, məsələn, doluya nəzarət, quyuların qazılması, atmosferin yüksək təbəqələrinin səslənməsi və s.

1. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin əsas parametrlərinin seçilməsi

1.1 Yükləmə növünün seçimi

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin bütün əsas xüsusiyyətləri birbaşa yük səthindən kütləvi enişin təşkilindən asılıdır. Eyni zamanda, yükün yanması prosesində, zamanla kütlə daxiletmə funksiyasının əvvəlcədən planlaşdırılmış qanundan müəyyən edilmiş sapması yalnız dar bir itələmə ilə idarə olunan hərəkət sistemləri üçün mümkündür.

Praktikada yanacaq yükünün dizaynına aşağıdakı tələblər dəsti qoyulur:

Yanacaq yükünün forması yanacağın yanma məhsullarının kütləvi gəlişi qanununu (və ya itmə qüvvəsinin müəyyən bir dəyişmə qanununu) təmin etməlidir;

Yanacaq yükünün forması pultun xüsusi impulsunun maksimum dəyərini təmin etməlidir;

Doldurma forması pultun müəyyən edilmiş işləmə müddətini təmin etməlidir;

Yükün dizaynı yanma məhsullarının kameranın divarları ilə birbaşa təmasını tamamilə və ya qismən istisna etməlidir;

Yanacaq yükünün forması qeyri-sabit yanma hadisələri yaratmadan, yükün möhkəmliyini və minimum deqressiv yanan qalıqları təmin etmədən kameranın yanacaqla doldurulma əmsalının artmasına kömək etməlidir;

Yanacaq yükünün dizaynı yanacağın yanması zamanı mühərrikin kütlə mərkəzinin minimum yerdəyişməsini təmin etməlidir;

Yükün dizaynı texnoloji cəhətdən inkişaf etmiş olmalıdır.

Qoşulma üsuluna görə, bərk yanacaq raketi yanacaq yükləri bölünür möhkəm bərkidilir və əlavələr .

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin gövdəsinə möhkəm bərkidilmiş konstruksiyalar əsasən qarışıq yanacaqlardan hazırlanmış yüklərin alınması üçün istifadə olunur. Yükün forması yanacaq komponentlərinin maye polimerləşməmiş qarışığının kameradaxili həcmə tökülməsi prosesində təşkil edilir. Yükün istehsalının bu üsulu ilə mühərrik korpusunun daxili divarı ilə yanacaq yükünün xarici səthi arasında heç bir boşluq yoxdur. Yükün bu dizaynı əlavə nöqtələrin istifadəsini tələb etmir və alov cəbhəsi mühərrikin işinin sonuna qədər yanacaq yükünün xarici diametrinə çatmadığı hallarda, istilik qoruyucu örtüklər tələb olunmur. Bu qovşaqların olmaması ən yaxşı müasir iri bərk yanacaq raket mühərrikləri üçün α kütlə mükəmməlliyi əmsallarının dəyərinin 0,05-ə qədər azalmasına səbəb olur.

Güclü bağlanmış şarj mühərrikləri aşağıdakı üstünlüklərə malikdir:

CS-nin həcmi yanacaqla doldurulduqda daha səmərəli istifadə olunur.

Daha asan istehsal texnologiyası

Yanma kamerasının divarlarının daha sadə istilik qoruyucu örtüyündən istifadə etmək imkanı, çünki mühərrikin işləməsi zamanı isti qazlar yanma kamerasının divarları ilə birbaşa təmasda olmur.

Yanma kamerasının divar qalınlığını azaltma qabiliyyəti, çünki yükün bir hissəsi yanacaq yükünün özü tərəfindən qəbul edilir.

Doldurulmuş mühərriklərin aşağıdakı çatışmazlıqları var:

Şarjı düzəldən əlavə cihazların olması.

Aşağı doldurma faktoru.

İsti qazların yanma kamerasının divarları ilə təması.

Ödənişli mühərriklərin üstünlüklərinə aşağıdakılar daxildir:

Saxlama zamanı şarja nəzarət etmək imkanı.

Zərər halında şarjı əvəz etmək imkanı.

Dizayn edilmiş mühərrik əsas mühərrik olduğundan (böyük ölçülərə malikdir), böyük diametrli quraşdırılmış yükün istehsalı texnoloji cəhətdən çətin olduğundan, güclü bərkidilmiş tipli yükdən istifadə etmək məsləhətdir.

1.2 Ödəniş formasının seçimi

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərində yüklərin əsas formaları yivli, boşluqsuz, ulduz formalı və teleskopikdir. Ən yaxşı xüsusiyyətlərdir ulduzlu ittihamlar və ödənişlər yivli kanal ilə .

Ulduz formalı yüklər möhkəm bərkidilmiş versiyada istifadə olunur.

Ulduz ödənişlərinin üstünlükləri:

Bu yüklərin istehsalı texnologiyası işlənib hazırlanmışdır.

Onların kameradaxili doldurma əmsalı yüksəkdir.

Ulduz formalı profil bütün uzunluğu üçün məsul edilə bilər.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin müxtəlif kəsiklərində yük profilləri üst-üstə düşməyə bilər.

Yivli kanalı olan yüklər həm bağlanmış, həm də daxil edilmiş versiyalarda geniş istifadə olunur.

Yivli kanalla ödənişlərin üstünlükləri:

Həm boş, həm də birləşdirilmiş versiyalarda yüksək istehsal qabiliyyəti.

Daimi yanma sahəsini təmin etmək imkanı.

Yanan ərazinin əlavə konstruktiv tədbirlərlə tənzimlənməsi imkanı (ucları düz deyil, yük blok-bölmədir, kanal və yuva bölmələri üçün nisbət dəyişikliyi, diametrli müstəvinin hissələrində kəsici yuvalar).

Kameradaxili həcmin yüklənməsi ilə yüksək doldurma faktorlarının təmin edilməsi.

Nəhayət, biz yivli kanalı olan yükü seçirik, çünki o, ulduz formalı olandan daha böyük yanma sahəsinə (daha çox itələmə) malikdir və daha sabit təkan verir.

1.3 Yanacaq seçimi

Yanacağın növünü və onun dərəcəsini seçərkən bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin enerji tərkibinə və ballistikadaxili parametrlərinə təsir edən xüsusiyyətlər, əməliyyat parametrləri, habelə istehsalla müəyyən edilmiş xüsusiyyətlər əhəmiyyətli görünür.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin enerjisini və daxili ballistikasını təyin edən parametrlərdən yanacağın sıxlığını, xüsusi impulsunu, yanma məhsullarının temperaturunu, yanacağın vahid kütləsinə düşən ümumi istilik miqdarını, yanacağın yanma sürətini, yanma sabitliyini qeyd etmək olar. verilmiş təzyiq və temperatur diapazonu, yanacağın xüsusiyyətlərinin ilkin temperaturla əlaqəsi.

Əməliyyat xüsusiyyətlərindən fiziki sabitlik, kimyəvi müqavimət, mexaniki müqavimət, təhlükəsiz işləmə, yanma məhsullarının aşağı toksikliyi fərqlənir.

İstehsal şərtləri aşağıdakı tələbləri irəli sürür: istehsalın təhlükəsizliyi, yanacaq istehsalının aşağı qiyməti və ona görə ödənişlər.

Müasir bərk yanacaqlar kimyəvi tərkibinə və fiziki quruluşuna görə iki qrupa bölünür:

1. ballistik (iki əsaslı);

2. qarışıq.

Balistik yanacaqlar selüloz nitratlarının xüsusi həlledicilərdə az miqdarda əlavələrlə bərk məhlullarıdır. Yanacağın əsasını selülozun nitrasiyası məhsulu olan nitroselüloza təşkil edir. Təmiz formada nitroselüloza məsaməli-lifli quruluşa görə yanacaq kimi istifadə edilə bilməz, bu da maddənin həcmli yanmasına səbəb olur, adətən detonasiyaya (partlayışa) çevrilir. Detonasiyanın istisnası nitroselülozun aşağı uçucu bir həlledici ilə - TPT-nin ikinci komponenti (məsələn, nitrogliserin) ilə müalicə etməklə əldə edilir; nəticədə plastikləşdirilmiş (jelatinli) kütlə alınır. Sonradan emal edilərək, bu kütləə lazımi istilik gücü və forma verilir.

Balistik yanacaqlardan yüklənmələr preslə aparılır. Hazırda əsas üsul presləmə üsuludur. İki əsaslı tozların tökmə xüsusiyyətlərinin aşağı olması səbəbindən yanacaq yüklərini birbaşa kameraya və ya xüsusi qəliblərə tökmək çətindir.

Qarışıq yanacaqlar. Onlar mineral oksidləşdiricilərin və üzvi yanan bağlayıcıların mexaniki qarışıqlarıdır. Ammonium perklorat müasir TPT-lərdə oksidləşdirici maddə kimi ən geniş şəkildə istifadə edilmişdir. Yanacaq bağlayan maddələr kimi - polyester, fenol, epoksi qatranlar, plastiklər, sintetik kauçuklar. Kompozit TRT-lərin əksəriyyəti poliuretan kauçuk əsasında hazırlanır.

Qarışıq yanacaq yaxşı tökülür. Yük birbaşa mühərrik korpusunda və ya xüsusi qəlibdə sərbəst tökmə və ya enjeksiyon qəlibində formalaşır.

Qarışıq yanacaqlar çox böyük mühərriklər yaratmağa imkan verir, üstəlik, onların avadanlıqları birbaşa başlanğıc mövqeyində mümkündür.

Qarışıq yanacaq seçirik, çünki birləşdirilmiş yüklər yalnız ondan hazırlanır.

Qarışıq yanacaqlar kimyəvi tərkibinə görə təsnif edilir:

Tiokol yanacaqları çevikdir, aşağı şüşə keçid temperaturuna malikdir, lakin onların enerji xüsusiyyətləri yüksək deyil.

Poliuretan yanacaqları qarışıq yanacaqların əsas növlərindən biridir. Onlar güclüdür, lakin onların elastikliyi tiokoldan aşağıdır, şüşə keçid temperaturu yüksəkdir.

Polibutadien yanacaqları - poliuretanla təxminən eyni mexaniki xüsusiyyətlərə malikdir. Enerji performansı daha yüksəkdir.

Butil kauçuk yanacaqları - ən yaxşı mexaniki xüsusiyyətlərə malikdir, yüksək gücü ilə xarakterizə olunur.

Seçilmiş yanacağın parametrləri:

Xüsusi impuls ;

Xüsusi impulsun itirilməsi;

Yanacaq Sıxlığı ;

Yanacağın yanma temperaturu;

Qaz daimi;

Elastik modul;

Adiabatik eksponent;

Dartma gücü.

1.4 Yanma kamerasında və burun çıxışında təzyiqin seçimi

Bərk yanacaq raketinin mühərrik kamerasında iş təzyiqinin dəyəri prinsipial əhəmiyyət kəsb edir və aşağıdakı amillərə görə ola bilər:

Yanacaq tərkibinin sabit yanmasını təmin etmək lazımdır;

Yanacağın tərkibinin yanması maksimum enerji effekti ilə (yanacaq xüsusi impulsunun maksimum dəyərində) baş verməlidir;

Bərk yanacaq raket mühərrikinin çəki və ölçü xüsusiyyətləri bərk yanacaq raket mühərrikinin və bütövlükdə raketin optimallığını təmin etməlidir (onlar optimallıq tələblərinə cavab verməlidirlər).

Birinci şərt, kamerada təzyiqin praktikada istifadə olunan hər bir yanacaq tərkibi üçün məlum olan müəyyən minimum icazə verilən dəyərdən yuxarı seçilməsi ilə təmin edilir. Yanacağın sabit yanmasını təmin edən minimum təzyiqdir və yanacağın xüsusiyyətləri ilə müəyyən edilir.

Birinci mərhələ üçün;

İkinci mərhələ üçün;

Üçüncü addım üçün.

Fiziki olaraq, kamerada müəyyən təzyiq səviyyəsini təmin etmək tələbi yanacaq kütləsində kimyəvi reaksiyaların tam başa çatması üçün şərait yaratmaq ehtiyacı ilə əlaqədardır. Yanacağın xüsusi impulsunun yandığı təzyiqdən asılılığı Şəkil 1-də qrafik olaraq göstərilmişdir. bir.

düyü. 1. Yanacağın xüsusi impulsundan asılılıq

Bu vəziyyətdə üçüncü mərhələ olduğundan, ÇNL-də təzyiqi pk = 4 MPa alırıq.

Nozzle çıxışında təzyiqin düzgün seçimi ondan ibarətdir ki, bu təzyiqdə raket trayektoriyanın aktiv hissəsinin sonunda ən yüksək sürəti və nəticədə, bütün digər şeylər bərabər olduqda, maksimum məsafəni alacaqdır.

Birinci mərhələ üçün;

İkinci mərhələ üçün;

Üçüncü addım üçün.

Biz burun çıxışında təzyiqi götürürük pa = 0,012 MPa.

2. Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin hesablanması

2.1 Nozzle dizaynı

Başlıq hər hansı bir raket mühərrikinin çox vacib elementidir. O, əsasən raketin bütün xüsusiyyətlərini müəyyənləşdirir, çünki orada isti qazların potensial enerjisi təkan yaradan axan qaz axınının kinetik enerjisinə çevrilir.

İlkin məlumatlar:

Yanma kamerasında bərk yanacaq raket mühərrikində təzyiq (mərhələ 3);

Burun çıxışında statik təzyiq (mərhələ 3) ;

Nozzin formalaşan konusvari hissələrinin uzunluğu ;

Nozzle açılış bucağı, burun çıxış bucağı ;

İşləmə müddəti bərk yanacaqlı raket mühərriki;

Bərk yanacaqlı raket mühərriki;

Qatı yanacaqlı raket mühərrikinin xüsusi impulsu ;

Xüsusi impulsun itirilməsi;

Qaz daimi;

Yanacağın yanma temperaturu;

Yanma məhsullarının adiabatik göstəricisi.

Hesablama proseduru:

İdeal nozzin çıxışında ölçüsiz qaz sürəti,

,

burada yanma məhsullarının burun kanalı boyunca hərəkəti zamanı fazalararası enerji mübadiləsi əmsalı

burada n metal əlavələri ilə qarışıq yanacaq üçün genişlənmə izentropik indeksidir,

Bərk hissəciklərin temperaturunun yanma məhsullarının statik temperaturuna nisbəti;

Sürtünmə itkilərini nəzərə alan əmsal = (0,02...0,05), = 0,03;

Bərk fazanın hissəciklərinin sürətinin qazın sürətinə nisbəti;

Kondensasiya olunmuş fazanın hissəciklərinin axın sürətinin qaz mühitinin axını sürətinə nisbəti;

Yanma məhsullarının nisbi xüsusi istilik tutumu.

İstifadə müddəti nisbəti

burada \u003d 9.807 m / s sərbəst düşmənin sürətlənməsidir.

Nozzin kritik hissəsinin sahəsi və diametri:

,

qazların gəlişi haradadır,

,

Bərk yanacaq yükünün kütləsi,

,

çevrilmə faktoru;

İstilik itkisi əmsalı. İstilik izolyasiyası olan bərk yanacaqlı raket mühərrikləri üçün:

.

İdeal nozzin reaktivlik əmsalı

Həqiqi ucluğun reaktivlik əmsalı

dissipativ qüvvələrdən enerji itkilərini nəzərə alan əmsal haradadır,

Burundakı qazın radial genişlənməsindən itkiləri nəzərə alan əmsal.

Həqiqi nozzinin çıxışında ölçüsüz axın sürəti

Başlığın kritik hissəsində ölçüsüz axın sürəti

.

Tələb olunan burun genişlənməsi

.

harada .

Nozzinin çıxış hissəsinin sahəsi və diametri

.

Burun yolunun diffuzorunun uzunluğu (girintili burun üçün)

Nozzlenin səsdən yüksək hissəsinin qurulması üçün parametrlər

;

;

;

Başlığın səsdən yüksək hissəsinin uzunluğu,

Şəkil 5. Nozzle düzümü

2.2 Bərk yanacaq raket mühərriklərinin yivli yükünün hesablanması

Yuva tipli yük silindrik formaya malikdir, diametri , daxili kanalı , eni b, hündürlüyü olan dörd yuva (kəsik) yükün ucluq hissəsində yerləşir. Yükün uzunluğu üç hissəyə bölünür, yəni: silindrik (), keçid () və yivli ().

İlkin məlumatlar:

Yuvaların sayı;

Qarışıq yanacağın növü;

Yanacaq Sıxlığı ;

Mühərrik gücü;

Mühərrikin işləmə müddəti;

Yanacağın yanma dərəcəsi ;

Xüsusi itələmə impulsu .

itkiləri nəzərə alaraq

Hesablama proseduru.

Yük qabının nisbi qalınlığı = 0,3...0,5.

Qəbul edirik.

Yükün anbarının qalınlığı.

Xarici yükləmə diametri .

Kanal diametri.

Slot eni.

Bərk yanacağın kütləsi

Yanacağın həcmi .

Orta yanan səth .

Yanma kamerasının diametri

burada = 0,8 - yükləmə sıxlığı;

L/D=0,5...1,5. L/D=1,37 qəbul edin.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin silindrik hissəsinin uzunluğu

.

Ümumi şarj uzunluğu

.

burada k = 1.06 boşluqların mövcudluğunu nəzərə alan əmsaldır.

Yükün yivli hissəsinin uzunluğu

Yükün yivli hissəsinin perimetri

daxili kanalın səthi haradadır;

Yükün son üzünün səth sahəsi;

Slot ölçüləri.

yuva hündürlüyü

Jumper ölçüsü

HRP, ZKS və qabıq üçün ehtiyat

2.3 Oluklu bərk yanacaq raket mühərriklərinin mütərəqqi xüsusiyyətlərinin hesablanması

Yanma səthi artarsa, bərk yanacağın bir yükünün yanması mütərəqqi adlanır. Yükün proqressivlik xarakteristikası yükün yanan səthinin sahəsinin yük sahəsinin ilkin dəyərinə nisbətidir. Şarj yanmasının mütərəqqi xarakteristikası yanma kamerasında sabit bir təzyiqin saxlanması və nəticədə mühərrikin miqyasında sabit bir təzyiqin saxlanması üçün müəyyənedici amildir.

İlkin məlumatlar:

Xarici yük radiusu R3 = 0,7285 m;

Kanalın radiusu rin = 0,2185 m;

Yükün ümumi uzunluğu Lz = 1,611 m;

Yükün yivli hissəsinin uzunluğu Lsh = 0,113 m;

Boşluğun yarım eni δ = 0,0145 m.

düyü. 8. Yivli şarj sektoru

Hesablama proseduru:

İlkin yanma anında α0 və φ0 bucaqlarını təyin edirik:

Ümumi ilkin yükün yanma sahəsi:

İlkin yükləmə həcminin müəyyən edilməsi:

Yivli hissənin kanal perimetrinin qövs hissəsinin yox olduğu e=e’ sərhəd dəyərini təyin edirik (φ=π/4):

Maksimum lmax dəyərini təyin edin:

Bir sıra e dəyərləri üçün cari yanma səthinin sahəsini və yük həcmini təyin edirik (λ=0,6):

Tapılan S və w dəyərləri üçün σ və ψ mütərəqqi xüsusiyyətlərini təyin edirik, nəticələri cədvələ qoyuruq:

.

Nəticə:

σ dəyərinin sabitliyi (təxmini) onu göstərir ki, bərk yanacaqlı raket mühərrikinin gücü yanacağın tam yanması zamanı sabit qalır.

2.4 Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin ulduz yükünün hesablanması

Ulduz yükləri sübut edilmiş istehsal texnologiyası və yüksək daxili doldurma faktoru səbəbindən müasir bərk yanacaq mühərriklərində çox geniş istifadə olunur, lakin ulduz yükləri yanma kamerasının daxili səthinin profilini çəkmək və yüngül materiallardan hazırlanmış laynerlərdən istifadə etməklə aradan qaldırıla bilən yanacaq qalıqlarına malikdir. .

Həmçinin, yivli yüklərlə müqayisədə, onlar daha qısa işləmə müddətini, həmçinin yüksək gərginlik konsentrasiyası olan sahələrin mövcudluğunu verir.

İlkin məlumatlar:

Mühərrikin qüvvəsi Р = 160 kN;

Cazibə sürətinin g = 9,81 m/s 2;

Mühərrikin işləmə müddəti τ = 60 s;

Yükləmə diametri Dz = 1,457 m;

Yanacağın sıxlığı ρ t \u003d 1770 kq / m 3;

Yanacağın yanma temperaturu Тk = 3300 K;

Yanacağın yanma sürəti u = 0,0085 m/s;

İtkilər nəzərə alınmaqla xüsusi itələmə impulsu Jsp = 2352 m/s;

Qaz sabiti R = 307 J/(kq K);

ÇNL-də təzyiq pk = 4 MPa;

Hesablama proseduru:

Eroziv yanmanın olmaması şərti ilə doldurulma kanalında icazə verilə bilən yanma dərəcəsinin dəyəri:

yanacağın xüsusi çəkisi haradadır;

yanacağın azaldılmış gücüdür.

Eroziv yanma olmadıqda kanal sahəsi:

yanacağın çəkisi haradadır;

yanacaq yükünün kütləsidir;

χ=1 – istilik itkisi əmsalı.

Kameranın kəsişməsinin tələb olunan doldurma əmsalını tapırıq:

,

harada - CS sahəsi.

Yük anbarının nisbi qalınlığının tələb olunan dəyərini təyin edirik:

.

Asılılıq qrafikləri şüaların sayını nl və tələb olunan doldurma faktorunu təmin edən yük növünü seçirik. Dəyirmi küncləri nl = 6 olan ulduz yükünü seçirik.

Qrafiklərə əsasən yükün σs yanmasının mütərəqqiliyinin xarakteristikasını və qalıqların diqressiv yanma əmsalını λK təyin edirik. σs = 1,78; λK = 0,09.

Yükün uzunluğunu müəyyənləşdirin:

Şüa bucağı:

.

Texnoloji mülahizələrdən yuvarlaqlaşdırma radiusunu seçirik:

Cədvələ əsasən, açıların dəyərini təyin edirik: β = 86.503; θ = 40,535.

Yükün qövsünün qalınlığını təyin edin:

L3 / D3 \u003d 1.58 / 1.457 \u003d 1.084 - bu dəyər üçüncü mərhələ üçün orta məlumat diapazonunda yerləşir.

düyü. 1 Ulduz yükünün sxemi.

2.5 Bədənin bərk yanacaq raket mühərrikinin gücünün hesablanması

Hesablama CS-də qaz təzyiqi altında gövdə elementlərinin qalınlığını təyin etməyə imkan verir. Bədənin güclü olması və minimum çəki və xərcə sahib olması lazımdır.

İlkin məlumatlar :

Hesablama proseduru:

Bədənin metal qabığının qalınlığı

Təhlükəsizlik faktoru haradadır;

bərabər olan istilik nəzərə alınmaqla, qabıq materialının müvəqqəti müqaviməti

İstilik zamanı gücün azalmasını nəzərə alan əmsal.

Maksimum yüklənmə iş temperaturunda CS bərk yanacaq raket mühərrikində mümkün olan maksimum təzyiq

CS bərk yanacaqlı raket mühərrikində maksimal dizayn təzyiqi;

Təzyiq və yükün yanma dərəcəsinin yayılmasını nəzərə alan əmsal = 1.15.

Qəbul edirik m.

Burun qapağının güc qabığının hesablanması

Bərk yanacaq məmə qapağının qalınlığı

nozzle qapağının təhlükəsizlik marjası haradadır;

ÇNL-in güc qabığının daxili diametri;

Başlıq örtüyü materialının son gücü;

Dibin hündürlüyünü diametrə görə təyin edən əmsal.

Burun örtüyü üçün qabıq üçün olduğu kimi eyni materialı qəbul edirik.

Qəbul edin .

Ön dibinin hesablanması

İlkin məlumatlar:

Hesablama proseduru :

alt qalınlığı

,

alovlandırıcı üçün çuxurdan dibinin gücünün azalmasını nəzərə alan bir əmsal haradadır,

.

Ən çox yüklənmiş, bərk yanacaq raket mühərrikinin qabığının və dibinin birləşmə nöqtələri, həmçinin dib və alovlandırıcının qovşağıdır.

Əsas əyrilik radiusları və seçilmiş dizayn nöqtələri üçün (şək. 9).

düyü. 9 Dibin və dibinin layihə nöqtələrində əyrilik radiuslarının təyini üçün hesablama sxemi.

cari radius haradadır;

a - elliptik dibinin əsas yarımoxu ;

b - elliptik dibinin kiçik yarım oxu.

1-ci nöqtədə əyriliyin əsas radiusları:

1-ci nöqtədə alt qalınlıq

Qəbul edin

2-ci nöqtədə bucaq

-ə bərabərdir.

2-ci nöqtədə əyriliyin əsas radiusları:

2-ci nöqtədə alt qalınlıq

Qəbul edin

3. "Barama" sxemi üzrə hazırlanmış bərk yanacaqlı raket mühərrikinin istilik qoruyucu örtüklərinin hesablanması

3.1 Bərk yanacaqlı raket mühərriklərində istilik axınının hesablanması

İlkin məlumatlar :

Ön alt hissədə istilik axınının hesablanması

Harada - yanma məhsullarının istilik keçiricilik əmsalı;

Raket uçuşunun sürətləndirilməsi;

- yanma məhsullarının həcm genişlənməsi əmsalı;

İstilik mübadiləsi səthinin temperaturu;

- yanma məhsullarının özlülük əmsalı.

Harada radiasiyanın istilik ötürmə əmsalıdır.

Qazdan ön dibin səthinə ümumi istilik axını

CS divarına və burun qapağına istilik axınının hesablanması

Konvektiv istilik ötürmə əmsalı

Harada yanma məhsullarının istilik tutumudur.

Ümumi istilik ötürmə əmsalı

Qazdan CS divarına və burun qapağına ümumi istilik axını

Nozzle divarına istilik axınının hesablanması

Nozzle bölmələri üzrə istilik ötürmə əmsalı:

Nozzle giriş hissəsi

Nozzle tənqidində kəsişmə

Burunluğun səssiz hissəsinin kəsişməsi

Ümumi istilik ötürmə əmsalı

Başlıq girişindəki bölmə üçün

Nozzle tənqid bölməsi üçün

Bölmə üçün

Bölmə üçün

Qazdan burun divarına ümumi istilik axını

Nozzin subsonik hissəsi üçün

Nozzle tənqidi üçün

Nozzin kritik hissəsində qazın temperaturu haradadır (ilkin hesablamaların nəticəsi). Tənqid üçün hesablama qaz-dinamik funksiyaların cədvəllərindən istifadə etməklə aparılır. İlk təxmini olaraq götürə bilərik: .

Başlığın səsdən sürətli hissəsi üçün:

Nozzin müvafiq bölmələrində qazın temperaturu haradadır.

Həmçinin qaz-dinamik funksiyalar cədvəlindən istifadə etməklə hesablama yolu ilə müəyyən edilmişdir. İlk təxmini olaraq, götürə bilərik:

3.2 Mühərrikin istilik qoruyucu örtüyünün hesablanması

İlkin məlumatlar :

Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin işləmə müddəti
Materialın ilkin temperaturu
Divar Qalınlığı: Ön alt
bədən qabıqları
nozzle örtüyü
İstilik ötürmə əmsalı: ön alt
shell corp. və burun qapağı
Ön alt və qabıq qabığının materialı	PPN-100
sıxlıq
xüsusi istilik
Başlıq örtüyü materialı	28X3SNMVFA (SP-28)
sıxlıq
xüsusi istilik
icazə verilən istilik temperaturu

Ön dibinin istilik qoruyucu örtüyünün qalınlığının hesablanması

Yüksək temperaturda işləyən, lakin aşağı qaz sürətləri üçün ön dib üçün biz fenol-rezin materialı IRP-2049 (R-161) - elastik rezin kimi örtükdən istifadə edirik.

IRP-2049-un istilik xüsusiyyətləri:

,

Harada; - yaxınlaşma əmsalı;

- yaxınlaşma sabiti;

Nisbi parametr bərabərdir

.

Ön dibinin TZP qalınlığını qəbul edirik

Korpus qabığının və nozzle örtüyünün HRC qalınlığının hesablanması

Yüksək temperaturda və qaz axını sürətində işləyən gövdə qabığı və başlıq örtüyü üçün biz aşağıdakı istilik xüsusiyyətlərinə malik olan karbon lifli UPFK-1, karbon parçalara əsaslanan laylı materialdan istifadə edirik:

Bədən qabığı

Parametr harada bərabərdir

TBC-nin istilik diffuziya əmsalı

Temperatur sadəliyi (ölçüsüz temperatur)

.

nozzle örtüyü

parametr harada bərabərdir

Temperatur sadəliyi (ölçüsüz temperatur)

Qəbul edirik: HRC qabığının qalınlığı ; burun qapağının qalınlığı .

CS-nin istilik izolyasiya edən hissəsinin uzunluğunun hesablanması

Yükün silindrik hissəsinin uzunluğu haradadır;

CS-nin silindrik hissəsinin doldurma əmsalı

Bağlı ödəniş üçün;

- nisbi yük qalınlığı;

Başlığın istilik qoruyucu örtüyünün hesablanması

İlkin məlumatlar:

Divar qalınlığı: Giriş məşəl ucluğu
burun çıxışı
İstilik ötürmə əmsalı: nozzle yaxası
tənqidə burun yeri
səsdən sürətli nozzle zəngi
Nozzle giriş materialı	30X2GSNVMA (VM-D)
sıxlıq
xüsusi istilik
icazə verilən istilik temperaturu
Nozzle çıxış materialı	30HGSA
sıxlıq
xüsusi istilik
icazə verilən istilik temperaturu

Yaxalığın istilik izolyasiya edən örtüyünün qalınlığının hesablanması

Başlıq yaxası üçün UPFK-1 karbon lifindən istifadə edirik:

Yaxanın HRC qalınlığının hesablanması bərk yanacaq raket kamerasının HRC qalınlığının hesablanmasına bənzər şəkildə aparılır. İnanırıq ki, yaxa materialı passiv HRC kimi işləyir.

,

Harada yaxınlaşma əmsalları;

- yaxınlaşma sabiti;

Harada - poladdan istilik tutumu 30KhGSA;

- yaxa quruluşunun metal əsasının materialının sıxlığı (30ХГСА).

Temperatur sadəliyi (ölçüsüz temperatur)

.

TZP yaxasının qalınlığını qəbul edirik (radial istiqamətdə).

Nozzle laynerinin istilik qoruyucu örtüyünün qalınlığının hesablanması

Nozzle əlavəsi üçün artan istilik müqaviməti və istiliyə davamlı, yüksək eroziyaya davamlı bir material istifadə olunur: aşağıdakı istilik xüsusiyyətlərinə malik olan qrafit dərəcəli AT-1:

TBC-nin istilik diffuziya əmsalı.

Temperatur sadəliyi (ölçüsüz temperatur)

Kritik hissədə qazın temperaturu haradadır.

Laynerin TRC qalınlığını qəbul edirik

Başlığın çıxış yuvasının istilik qoruyucu örtüyünün qalınlığının hesablanması

Başlığın çıxış yuvası üçün UPFK-1 karbon lifindən istifadə edirik:

Nozzle bölməsi üçün

Temperatur sadəliyi (ölçüsüz temperatur)

Nozzle bölməsi üçün

Temperatur sadəliyi (ölçüsüz temperatur)

Nozzle bölməsində qazın temperaturu haradadır.

Nozzin çıxış yuvasının HRC qalınlığını qəbul edirik: ,

Ədəbiyyat

1. Qreçux L.İ., Qreçux İ.N. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin dizaynı. Kurs və diplom dizaynı üçün dərslik. Omsk, 2003.

2. Qreçux L.İ., Qreçux İ.N. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin tikintisi və dizaynı. Kurs və diplom dizaynı üçün dərslik. Omsk, 2003.

3. Əliyev A.M., Lipanov A.M. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin dizaynı. - M.: Mashinostroenie, 1995. 400-cü illər.

4. Eroxin B.T. Kameradaxili proseslərin nəzəriyyəsi və bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin dizaynı. - M .: Mashinostroenie, 1991. 560-cı illər.

5. Qolubev İ.S., Samarin A.V. Təyyarə konstruksiyasının dizaynı. – M.: Mashinostroenie, 1991. 512s.

6. Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin istilikdən qoruyan örtüklərinin hesablanması. "Raket mühərrikləri" fənni üzrə kurs və diplom dizaynı üçün təlimatlar. Omsk, 2004. 27s.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikləri - reaktiv mühərriklər ailəsi arasında ən qədimi - dizayn baxımından olduqca sadədir. Onların mahiyyətcə iki əsas hissəsi var - kamera və reaktiv nozzle.

Bərk yanacaqlı raket mühərriki eyni zamanda həm əhəmiyyətli təzyiqə tab gətirə bilən yanma kamerası, həm də bütün yanacağın saxlanması üçün yer kimi xidmət edir. Qatı yanacaqlı raket mühərrikinin yanma kamerasındakı təzyiq, yanacaq sisteminin parametrləri ilə məhdudlaşmadığından, adətən dizel mühərrikinin yanma kamerasından daha yüksəkdir. Buna görə də, bərk yanacaqlı raket mühərrikləri daha yüksək itmə əmsalına malikdir. Ən müasir bərk yanacaqlı raket mühərriklərində təzyiq 30 ilə 100 kq/sm 2 arasındadır.

Bərk yanacaqlı raket mühərriklərinin əsas xarakterik xüsusiyyəti onların sadəliyidir. Həqiqətən, bu vəziyyətdə yanacaq təchizatı sisteminə ehtiyac yoxdur. Bununla belə, belə bir mühərrikin müddəti məhduddur.

Nəticədə, bu cür mühərriklər sürətləndiricilərdə geniş tətbiq tapdı, burada qısa müddət ərzində çox yüksək itələmə əldə etmək lazımdır. Bu məqsədlə istifadə edilən mühərriklər hər hansı digər elektrik stansiyasından daha yüngüldür.

Təyyarədə başlanğıc köməkçi güc qurğuları kimi bərk yanacaq raket mühərriklərinin istifadəsi təyyarənin faydalı yükünü artırmağa və uçuşun uzunluğunu azaltmağa imkan verir.

İstismar nöqteyi-nəzərindən bərk yanacaqlı raket mühərrikləri olan elektrik stansiyalarının üstünlüyü ondan ibarətdir ki, onlar həmişə istifadəyə hazırdırlar və işə salınmazdan əvvəl yanacaq doldurma çənləri tələb olunmur, ona görə də onlardan raket mərmilərində əsas mühərrik kimi də istifadə olunur. Tipik bir nümunə yer-yer raketidir.

Bu üstünlüklərə əlavə olaraq, çox əhəmiyyətli bir çatışmazlıq var. Mühərriki işə saldıqdan sonra yanma adətən yanacaq tamamilə yanana qədər davam edir; bu halda, təkan dəyişikliyi dəqiq müəyyən edilmiş qanuna uyğundur və tənzimlənə bilməz. Bununla belə, yanacağın yanmasını dayandırmaq üçün kameradakı təzyiqi tənzimləməklə nəzəri cəhətdən mümkündür və arzu olunarsa, onu yenidən davam etdirir. Yanma kameranı üfürməklə və ya alovu xüsusi maye ilə söndürməklə dayandırıla bilər. Yanmağın bərpası yalnız alovlandırıcının yeni yükündən istifadə edildikdə mümkündür. Mühərrikin vaxtında dayandırılması hazırda mümkündür, lakin yenidən alovlanmanın həyata keçirilməsi hələ də çətin problemdir. Onun işini tənzimləmək olduqca çətindir. Yanacağın yanma dərəcəsi təzyiq və temperaturun dəyişməsi ilə əhəmiyyətli dərəcədə dəyişməməlidir. Bərk yanacaq raket mühərriklərinin itələmə dəyəri yalnız müvafiq həndəsə və strukturun bərk yanacaq yüklərini seçməklə əvvəlcədən müəyyən edilmiş müəyyən məhdudiyyətlər daxilində idarə edilə bilər.

Astronavtikada hazırda bərk yanacaqlı raket mühərrikləri məhdud dərəcədə istifadə olunur. Güclü bərk yanacaqlı raket mühərrikləri ABŞ-ın bəzi buraxılış maşınlarında, məsələn, Titan raketində istifadə olunur.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikinin ən vacib elementi bərk yanacaq yüküdür. Mühərrikin xüsusiyyətləri yanacağın elementlərindən, yükün quruluşundan və cihazından asılıdır. Bərk raket yanacaqlarının iki əsas növü var: iki əsaslı və ya kolloidal və qarışıq. Kolloid yanacaq

Qarışıq yanacaqlar yanacaq və oksidləşdiricinin mexaniki qarışıqlarıdır. Bu yanacaqlarda adətən oksidləşdirici maddə kimi qeyri-üzvi kristal maddələr - ammonium perklorat, kalium perklorat və başqaları istifadə olunur. Tipik olaraq, belə yanacaq üç komponentdən ibarətdir: oksidləşdirici ilə yanaşı, bir bağlayıcı kimi xidmət edən bir polimer yanacağı və yanacağın enerji xüsusiyyətlərini əhəmiyyətli dərəcədə yaxşılaşdıran toz metal əlavələri şəklində ikinci yanacaq daxildir. Yanan bir bağlayıcı poliester və epoksi qatranlar, poliuretan polibutadien kauçuk və s.

İkinci yanacaq tez-tez toz halında olan alüminium, bəzən berilyum və ya maqneziumdur. Qarışıq yanacaqlar adətən kolloidlərdən daha yüksək xüsusi impulsa, yüksək sıxlığa, daha yüksək dayanıqlığa, daha yaxşı saxlama qabiliyyətinə malikdir və daha çox istehsal olunur. Qarışıq yanacaq hazırlamaq üçün maye yanacaq-bağlayıcıya əzilmiş oksidləşdirici kristallar, metal toz və digər əlavələr əlavə olunur, yaranan kompozisiya hərtərəfli qarışdırılır və xüsusi qəliblərə və ya birbaşa əvvəllər havanın vurulduğu mühərrik korpusuna tökülür. Qarışığa xüsusi olaraq daxil edilən katalizatorların təsiri altında bağlayıcı polimerləşir və yanacaq rezin kimi kütləyə çevrilir.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikində yanacaq tamamilə yanma kamerasında yük və ya dama adlanan müəyyən formalı bir və ya bir neçə blok şəklində yerləşir. Yüklər kameranın divarları və ya diafraqma adlanan xüsusi barmaqlıqlar tərəfindən tutulur.

Yükün həndəsi forması çox vacibdir. Onu dəyişdirərək və yanmaması lazım olan yük səthlərinin zireh örtüklərindən istifadə edərək, yanma sahəsində istənilən dəyişikliyə və müvafiq olaraq kameradakı qaz təzyiqinə və mühərrikin təzyiqinə nail olurlar.

Neytral yanma təmin edən ittihamlar var, onların yanma sahəsi dəyişməz qalır. Bu, bərk yanacaq bloku sonundan və ya eyni vaxtda xarici və daxili səthlərdən yanarsa baş verir (bunun üçün yükün içərisində bir boşluq hazırlanır). Reqressiv yanma zamanı yanma səthi azalır. Bu, silindrik bir parça xarici səthdən yanarsa baş verir. Və nəhayət, yanma kamerasında təzyiq artımını təmin edən mütərəqqi yanma üçün,

Bərk yanacaqlı raket mühərriki yanacaq yükünün pirotexniki, pirojenik və kimyəvi alovlanmasından istifadə edir. Pirotexniki alovlanma zamanı elektrik alışdırıcısı əsas yükün alışdığı pirotexniki alışdırıcını alovlandırır. Pirojen alovlanma, mahiyyətcə kiçik bərk yanacaq mühərriki olan bərk yanacaq qaz generatorundan istehsal olunur. Kimyəvi alovlanma üçün kameraya kimyəvi cəhətdən aktiv bir maye və ya qaz daxil edilir - öz-özünə alovlanmaya səbəb olan başlanğıc oksidləşdirici.

Bərk yanacağın sıxlığı maye yanacaqların sıxlığından 20 - 80% yüksəkdir. Bərk yanacaqların bu üstünlüyü onların aşağı vahid impulsu ilə qismən kompensasiya olunur.

Bərk yanacaqlı raket mühərrikində yanacaq həmişə mühərrik korpusu ilə sıx bağlıdır. Buna görə də, ümumi impuls nisbəti I mühərrikin ümumi çəkisinə G DV(yanacaq çəkisi daxil olmaqla G T) mühərrikin keyfiyyətini müəyyən edir. Bir tək ilə əlaqələndirilir

I\G DV = G T I ED \G DV \u003d I D ,

D = G T \G DW

Dəyər D 0,4-0,95 aralığında yerləşir. Ən müasir dizaynlar üçün D = 0,86.

Yanma təzyiqi artırsa, vahid impuls da artacaq, eyni zamanda mühərrikin passiv çəkisi də artacaq ( D azalma). Buna görə də, ən yaxşı mühərrik bu kəmiyyətlərin nisbətinin optimal olacağı mühərrik olacaqdır.