Feststofftriebwerke (Festtreibstoffraketentriebwerke, Feststoffraketentriebwerke) sind in der modernen Raumfahrt weit verbreitet und ergänzen erfolgreich Flüssigtreibstoffraketentriebwerke (LPRE), die mit flüssigem Brennstoff betrieben werden. Die spezifischen Anwendungsbereiche dieser beiden Motortypen werden durch ihre vergleichende Konstruktion, Energie, Betriebs-, Finanz- und andere Eigenschaften bestimmt. Der größere Gehalt an potenzieller chemischer Energie, die in einer Masseneinheit flüssigen Raketentreibstoffs gespeichert ist, die einfache Steuerung des Betriebsmodus (Schubwert) und die Möglichkeit, das LRE im Flug wiederholt ein- und auszuschalten, bestimmten die führende Rolle dieser Triebwerke in Raumfahrt. LRE werden häufig als Marsch-, d. h. Haupttriebwerke verwendet, die Trägerraketen (LV) und Raumfahrzeuge (SC) beschleunigen, Raumfahrzeuge bremsen und sie in andere Umlaufbahnen überführen usw. LRE werden beispielsweise als Hilfstriebwerke fast verwendet alle reaktiven Flugsteuerungssysteme für Raumfahrzeuge.

Bei Feststoffraketentriebwerken ist zunächst anzumerken, dass dieses Triebwerk aufgrund der Schnelligkeit und Einfachheit des Geräts (und damit der Zuverlässigkeit) das am besten geeignete oder sogar unverzichtbare Mittel ist, um während solcher „Hilfs“-Raketen Schub zu erzeugen. Operationen wie Notrettung von Kosmonauten in der Anfangsphase des Rückzugs von Raumfahrzeugen in erdnahe Umlaufbahnen, Trennung von Trägerraketenstufen, Hochdrehen von Raketenstufen und Raumfahrzeugen, um sie im Flug zu stabilisieren, Schaffung von anfänglichen Überlastungen für den normalen Start von die Hauptraketentriebwerke in der Schwerelosigkeit usw. In vielen Fällen erweist es sich als zweckmäßig, Sustainer-Space-Feststoffraketentriebwerke einzusetzen. In dieser Funktion werden Festtreibstoffmotoren in den oberen Stufen von Trägerraketen und in den sogenannten oberen Stufen, die im Weltraum eingeschaltet werden, weit verbreitet verwendet. Der Einbau von montierten Feststoffraketentriebwerken in Trägerraketen, die beim Start eingeschaltet werden, ist eine effektive Möglichkeit, die Leistung der Trägerrakete zu erhöhen. Im Arsenal der Raumfahrt gibt es auch Vollfeststoff-Trägerraketen.

Trotz des großen Platzes, den Festtreibstoffmotoren in der modernen Raumfahrt einnehmen, haben Weltraum-Festtreibstoffraketentriebwerke in der Literatur keine ausreichende Beachtung gefunden. Diese Lücke schließt diese Broschüre. Es erzählt über das Design und die Eigenschaften von Weltraum-Feststoffraketentriebwerken, die Geschichte ihrer Entstehung und Anwendung. Neben dem allgemeinen Entwicklungsstand von Feststoffraketentriebwerken werden spezielle Triebwerkskonstruktionen betrachtet und Perspektiven für die Weiterentwicklung und den Einsatz von Feststoffraketentriebwerken in der Raumfahrt diskutiert.

GRUNDLEGENDE INFORMATIONEN ÜBER DEN WELTRAUM Feststoffraketentriebwerke

Feststoffraketentriebwerke gehören zu den sogenannten chemischen oder thermochemischen Raketentriebwerken. Alle arbeiten nach dem Prinzip, die potentielle chemische Energie des Kraftstoffs in die kinetische Energie der aus dem Motor strömenden Gase umzuwandeln. Das Feststoffraketentriebwerk besteht aus einem Körper, einer Treibstoffladung, einer Strahldüse, einem Zünder und anderen Elementen (Abb. 1).

Der Körper des Feststoffraketentriebwerks ist ein haltbares Gefäß mit zylindrischer, kugelförmiger oder anderer Form, das entweder aus Metall (Stahl, seltener Titan- und Aluminiumlegierungen) oder Kunststoff besteht. Dies ist das Hauptantriebselement eines Feststoffmotors sowie das gesamte Antriebssystem und eine Feststoffrakete (Raketenstufe) als Ganzes. Das Gehäuse enthält eine fest daran befestigte Festbrennstoffladung: normalerweise eine mechanische Mischung aus einem kristallinen anorganischen Oxidationsmittel (z. B. Ammoniumperchlorat) mit einem Metallbrennstoff (Aluminium) und einem polymeren Brennstoffbindemittel (Polybutadienkautschuk). Wird dieser Brennstoff durch einen Zünder (im einfachsten Fall eine pyrotechnische Ladung mit elektrischem Zünder) erhitzt, gehen die einzelnen Bestandteile des Brennstoffs eine chemische Oxidations-Reduktions-Reaktion miteinander ein und er brennt allmählich aus. Dabei entsteht ein Gas mit hohem Druck und hoher Temperatur.

Reis. 1. Feststoffraketentriebwerk im Kontext:

1 - Zünder; 2 - Kraftstoffladung; 3 - Körper; 4 - Düse

Am Körper des Feststoffraketentriebwerks ist eine Strahldüse (evtl. mehrere Düsen, die einen Düsenblock bilden) befestigt, die ihrer Funktion nach auch die Brennkammer eines Raketentriebwerks ist, in der das bei der Brennstoffverbrennung entstehende Gas entsteht wird auf eine Geschwindigkeit beschleunigt, die die Schallgeschwindigkeit übersteigt. Dadurch entsteht eine Rückstoßkraft, die dem Ausströmen eines Gasstrahls entgegengesetzt ist und als Reaktionskraft oder Schub bezeichnet wird. Abhängig vom spezifischen Zweck können Feststoffraketentriebwerke für den Weltraum einen Schub von Hundertstel Newton bis zu mehreren Meganewton haben, und die Betriebsdauer kann von Sekundenbruchteilen bis zu mehreren Minuten betragen. Gehäuse und Düsen von langlaufenden Motoren müssen vor Ausbrand geschützt werden. Dazu werden in Feststoffraketentriebwerken wärmedämmende, abtragende und hitzebeständige Materialien eingesetzt.

Trotz der Einfachheit des Funktionsschemas von Feststoffraketenmotoren ist die genaue Berechnung ihrer Leistung eine schwierige Aufgabe. Es wird mit den Methoden der Innenballistik von Feststoffraketentriebwerken gelöst; Diese wissenschaftliche Disziplin ähnelt dem Wissenschaftsgebiet, das gasdynamische Prozesse in Waffenrohrsystemen untersucht. Bei gleichen physikalischen Bedingungen an allen Punkten der brennenden Oberfläche der Ladung und homogenem Brennstoff verbrennt dieser gleichmäßig in parallelen Schichten, d.h. die Verbrennungsfront wandert von den Randschichten in die Tiefe der Ladung mit der gleichen Geschwindigkeit an allen Punkten. Der Druck im Brennraum ( R j) und Schub eines Feststoffraketentriebwerks mit einer konstanten Fläche des Mindestquerschnitts (Hals) der Düse sind proportional zur Größe der brennenden Oberfläche und der Verbrennungsrate des Treibstoffs ( u). Die Konstanz des Schubes bzw. seine notwendige zeitliche Änderung wird durch die Verwendung von Brennstoffen mit unterschiedlichen Brenngeschwindigkeiten und die Wahl der entsprechenden Konfiguration der Brennstoffladung erreicht.

Im einfachsten Fall der Parameter u hängt nur davon ab R zu und Ladetemperatur. Für die meisten verwendeten Kraftstoffe wird ein Potenzgesetz der Abhängigkeit von pk beobachtet (Exponent in der Größenordnung von 0,2–0,9). Beim R k \u003d 4–7 MPa Parameter und beträgt 2–6 mm/s für langsam brennende Brennstoffe, 6–15 mm/s für Brennstoffe mit einer durchschnittlichen Brenngeschwindigkeit (verwendet in großen Feststoffraketenmotoren) und 30–60 mm /s für schnell brennende Brennstoffe . Bei einer Erhöhung (Senkung) der Ladetemperatur um 10 K erhöht (entspricht) die Verbrennungsrate um durchschnittlich 2–5 %.

In Weltraum-Festtreibstoffraketentriebwerken werden häufig die sogenannten Kanalverbrennungsladungen verwendet, die auf Oberflächen brennen, die durch innere axiale Kanäle mit rundem, sternförmigem (Fig. 2) oder anderem Querschnitt gebildet werden. Um eine Verbrennung an den Endflächen (wie auch an den inneren) zu verhindern, werden auf sie sogenannte Panzerbeschichtungen aufgebracht - basierend auf denselben Materialien, die für den Wärmeschutz des Rumpfes verwendet werden.

Chargen der reinen Endverbrennung (Abb. 2, a) werden selten in Feststoffraketentriebwerken im Weltraum eingesetzt. Sie zeichnen sich zwar durch eine zeitlich konstante Brennfläche aus, so dass hier ohne weiteres ein konstantes Schubniveau erreicht werden kann, jedoch müsste zur Erzielung eines nennenswerten Schubs ein entsprechender Ladungsdurchmesser vorgesehen werden groß. Treibstoffladungen der betrachteten Art haben auch den erheblichen Nachteil, dass während der gesamten Zeit ihrer Verbrennung der Körper des Feststoffraketentriebwerks direkt den Verbrennungsprodukten ausgesetzt ist (was das Problem des Wärmeschutzes der Körperwände bedeutet wird besonders akut). Ladungen mit axialen Kanälen sind frei von diesen Mängeln (Abb. 2, b, c, d). Durch Veränderung der geometrischen Form (d.h. Höhe, Durchmesser, Strahlzahl) dieser Ladungen und partielle Panzerung ihrer Oberflächen ist es zudem möglich, die unterschiedlichsten Charaktere der Änderung des Feststoffschubs zu erhalten. Häufig werden Ladungen mit komplexeren Konfigurationen verwendet, die durch eine Kombination der erwähnten einfachen Formen gebildet werden.

Die Schubbeendigung von Weltraum-Festtreibstoffraketenmotoren erfolgt üblicherweise, wenn der Treibstoff vollständig verbrannt ist. Es kann auch vorgesehen sein, den Feststoffraketenmotor auf Befehl des Steuersystems abzuschalten. Die am weitesten entwickelte Methode zum „Abschneiden“ des Schubs besteht darin, (mit Hilfe von Pyrogeräten) Löcher im Körper des Feststoffraketenmotors sofort zu öffnen, deren Gesamtfläche größer ist als die des Düsenhalses. In diesem Fall fällt der Druck in der Brennkammer stark ab und die Verbrennung des Kraftstoffs stoppt. Die geeignete Ausrichtung dieser Löcher und der Einbau spezieller "umkehrbarer" Düsen können eine negative Schubkomponente erzeugen, die zum schnellen Abschalten des Feststoffraketenmotors beiträgt.

Reis. 2. Arten von Kraftstoffgebühren

Progressive Feststoffraketenmotoren können unter Berücksichtigung der notwendigen Richtungsänderung des Schubvektors konstruiert werden, um den Flug der Trägerrakete und des Raumfahrzeugs zu steuern. Dieses Ziel wird erreicht durch den Einbau von Gasrudern (nicht im Zusammenhang mit der Konstruktion von Feststoffraketentriebwerken) am Auslass der Düse, asymmetrisches Einspritzen des entsprechenden Gases oder der entsprechenden Flüssigkeit in die Düse (was zur Rotation des Strahls führt), Abweichung (Schwenken) der Düse in der Axialebene (unter Verwendung geeigneter Antriebe) und auf andere Weise.

Nachdem wir uns nun mit der Konstruktion und dem Betrieb von Weltraum-Feststoffraketentriebwerken vertraut gemacht haben, können wir uns näher mit den einzelnen Konstruktionselementen dieser Triebwerke befassen. Doch wenden wir uns zunächst der Geschichte der Feststoffraketentriebwerke zu. Dies wird uns die Möglichkeit geben, die Eigenschaften von Weltraum-Feststoffantrieben und die Probleme, die bei ihrer Herstellung auftreten, die relativen Vor- und Nachteile von Feststoffraketenantrieben (vor allem im Vergleich zu LRE) besser zu verstehen sowie spezifische Bereiche zu bewerten Anwendungs- und Entwicklungsperspektiven für Weltraum-Festtreibstoffraketentriebwerke.

Die Geschichte der Entwicklung von Weltraum-Feststoffraketentriebwerken. Diese Triebwerke gehen auf die Pulverraketen der Antike zurück, in denen erstmals das Prinzip des Strahlantriebs umgesetzt wurde. Bevor der Feststoffraketenantrieb in der Raumfahrt zum Einsatz kam, hat er einen langen Entwicklungsweg hinter sich. Betrachten Sie die Hauptetappen dieses Weges.

Die Geschichte der Herstellung und Entwicklung von Feststoffraketentriebwerken ist vor allem die Geschichte der Erfindung des Schießpulvers. Energiequelle für den ersten Raketentriebwerke, die zu Beginn unseres Jahrtausends in China und Indien verwendet wurden, war schwarzes oder rauchiges Schießpulver, ähnlich dem modernen. Dieser Festbrennstoff hat folgende typische Zusammensetzung: 75 % Kaliumnitrat. (KNO 3), 15 % Holzkohle und 10 % Schwefel.

Über viele Jahrhunderte hinweg wurden Feststoffraketentriebwerke im Wesentlichen nicht grundlegend verändert, und die Entwicklung von Feststoffraketen, in der sich Phasen des Aufstiegs mit Phasen des Niedergangs abwechselten, verlief äußerst langsam. Der Hauptgrund dafür waren die ungünstigen physikalischen Eigenschaften von Schwarzpulver, hauptsächlich in einer geringen Zufuhr chemischer Energie und einer geringen (Volumen-) Menge von Gasen, die während der Verbrennung gebildet wurden. Unter Verwendung moderner Terminologie können wir sagen, dass es in diesem Fall unmöglich war, einen hohen spezifischen Impuls des Motors zu erhalten, d. H. Das Verhältnis von Schub zu Masse des pro Zeiteinheit verbrauchten Arbeitsmediums. Dies ist der wichtigste Parameter eines Raketentriebwerks, da er seine Effizienz charakterisiert. Der spezifische Impuls hat die Dimension der Geschwindigkeit und fällt in vielen Fällen betragsmäßig praktisch mit der Strahlgeschwindigkeit zusammen.

Darüber hinaus schien die Erzeugung von Schwarzpulverladungen, die länger als 1–3 s brennen konnten, ein unlösbares Problem zu sein: Nach dieser kurzen Zeit stieg der Druck in der Brennkammer stark an und es kam zu einer Explosion. Tatsache ist, dass Kraftstoffladungen, die in zylindrische Gehäuse gepresst werden und am Ende brennen, unter dem Einfluss des Arbeitsdrucks (oder sogar früher - während der Lagerung) reißen können. Außerdem könnten heiße Gase zwischen Gehäusewand und Ladung eindringen und die Seitenflächen der Ladung entzünden; diese Flächen könnten sich auch durch Erwärmung durch das Metallgehäuse entzünden.

Ende des 19. Jahrhunderts wurden in Frankreich (P. Viel, 1884) und dann in Schweden (A. Nobel), Russland (D. I. Mendeleev) und anderen Ländern verschiedene Zusammensetzungen von rauchlosem Pulver entwickelt, die in ihrer Effizienz weit überlegen waren der ehemalige, rauchig . Das neue Schießpulver, auch kolloidal genannt, ist meist eine feste Lösung organischer Substanzen, die Ester der Salpetersäure sind (z. B. eine Lösung von Nitrocellulose in Nitroglycerin). Beide Komponenten enthalten die gleichen chemischen Elemente (C, H, O, N), jedoch in unterschiedlichen Anteilen, und daher wirkt Nitrocellulose in der Zusammensetzung von Schießpulver als Oxidationsmittel und Nitroglycerin als Brennstoff.

Beim Mischen der Komponenten löst flüssiges Nitroglycerin feste Nitrocellulose auf und man erhält ein unter Druck formbares Produkt, das die Herstellung von Pulverladungen (Karos) durch Pressen ermöglicht. In diesen Zwei-Komponenten- oder Zwei-Basis-Kraftstoff werden auch zusätzliche Weichmacher und andere Zusätze eingebracht.

Rauchlose Pulver wurden in der Artillerie sofort weit verbreitet, da sie die Feuerkraft erheblich erhöhten und beim Abfeuern Kampfpositionen nicht demaskierten. Zu diesem Zeitpunkt wurden bereits gezogene Laufwaffen eingesetzt, und Pulverraketen hatten ihre Rolle weitgehend verloren (da sie den angegebenen Waffen in Bezug auf Reichweite und Schussgenauigkeit unterlegen waren).

Mit der Schaffung von rauchfreiem Pulver wurde das Interesse an Feststoffraketentriebwerken wiederbelebt, und zwar im späten 19. und frühen 20. Jahrhundert. In einer Reihe von Ländern wurden nicht nur Ideen zur Herstellung von Raketen auf rauchfreiem Pulver entwickelt, sondern auch entsprechende Experimente durchgeführt. 1895 testete T. Unge (Schweden) ähnliche Raketen im Flug (danach weigerte er sich, das neue Schießpulver zu verwenden) und 1915-1916. R. Goddard (USA) führte Experimente mit kleinen Feststoffraketentriebwerken durch und erhielt die experimentellen Daten, die er benötigte, um die Idee zu untermauern, eine rauchlose Treibstoffrakete für den Flug zum Mond zu schaffen. In Russland schlug N. I. Kibalchich bereits 1881 ein Projekt für ein Flugzeug vor, das mit rauchfreiem Pulver für Luftflüge angetrieben wurde, und 1916 reichte P. I. Grave einen Antrag ein und erhielt 1924 ein inländisches Patent für Kampf- und Beleuchtungsraketen mit rauchfreiem Pulver.

Es stellte sich jedoch heraus, dass Artilleriepulver für den Einsatz in Raketen nicht geeignet waren. Tatsache ist, dass diese Schießpulver in Form von Körnern, Bändern und dünnen Röhrchen hergestellt wurden, um eine größere Brennfläche zu erhalten. Beim Abfeuern verwandelte sich die gesamte Pulverladung sofort in ein Gas mit einem Druck von Hunderten von Megapascal, und das Projektil wurde mit hoher Geschwindigkeit aus der Waffe geschleudert. Raketen hingegen erforderten ausreichend große Pulverpatronen (dh mit einem dicken Bogen), damit die Brenndauer mindestens in Sekunden gemessen wurde. Zudem galt es, bei deutlich geringerem Betriebsdruck eine stabile Verbrennung zu erreichen. Es stellte sich heraus, dass Steine ​​mit einem dicken Bogen aus Artillerie-Schießpulver nach dem Pressen und Trocknen verzogen und rissig waren. (Der letzte Vorgang wurde durchgeführt, um den gebrauchten Alkohol-Ether-Lösungsmittel-Weichmacher zu entfernen, der ein flüchtiges Produkt war.)

Die Herstellung von Treibladungen für Feststoffraketentriebwerke auf der Basis von rauchfreiem Pulver unter Verwendung eines nichtflüchtigen Lösungsmittels hat sich als schwierige Aufgabe erwiesen. In unserem Land wurde es Mitte der 20er Jahre als Ergebnis der Zusammenarbeit zwischen Wissenschaftlern des Gasdynamiklabors (N. I. Tikhomirov, V. A. Artemiev) und des Russischen Instituts für Angewandte Chemie (S. A. Serikov, M. E. Serebryakov, O G. Filippov) gelöst. . 1929 entwickelten Mitarbeiter dieser beiden Leningrader Organisationen eine Halbproduktionstechnologie zur Herstellung von Einkanal-Checkern mit einem dicken Bogen durch Pressen von Pyroxylin-Trotyl-Masse in mit Dampf erhitzten Blindmatrizen. Außerdem richteten sie in der Pulverwerkstatt des Gasdynamiklabors die Fertigung von Steinen mit einem Durchmesser von bis zu 40 mm ein.

Die Arbeiten zur Herstellung von Pulverraketen wurden in rasantem Tempo durchgeführt. 1930 wurden diese Werke von B. S. Petropavlovsky und 1934 von G. E. Langemak geleitet, unter dessen Leitung das Reactive Research Institute die Entwicklung von Granaten zu ihren erfolgreichen militärischen Tests brachte (diese Granaten waren die Grundlage der berühmten Raketenwaffe „Katyusha“). .

Der letzte Schritt zur Entwicklung moderner Feststoffraketentriebwerke wurde in der zweiten Hälfte der 40er Jahre von Mitarbeitern des Laboratory of Jet Engines (USA) unternommen, die kristalline Partikel aus Kaliumperchlorat (KClO 4) oder Ammonium (NH 4 ClO) vorschlugen 4) als Oxidationsmittel als fester Raketentreibstoff, eingestreut in eine Masse aus synthetischem Polysulfidkautschuk (Treibstoff). Wenn der Motor mit einem solchen Kraftstoff ausgestattet war, wurde er außerdem in Form einer flüssigen viskosen Mischung hergestellt (in die auch alle erforderlichen Additive eingebracht wurden), und diese Mischung wurde dann direkt in das Motorgehäuse gegossen. Nach einiger Zeit polymerisierte der Kraftstoff aufgrund der laufenden chemischen Reaktionen und es wurde eine Kraftstoffladung erhalten, die fest an der Karosserie haftete (deren Wand zuvor mit einer Polymerzusammensetzung mit haftenden und wärmeisolierenden Eigenschaften beschichtet war).

Im Gegensatz zum Zweibasen-Schießpulver, das eine homogene, also homogene Masse darstellt, war der neue Brennstoff in seiner Struktur heterogen und inhomogen. Da es sich bei diesem Brennstoff um ein mechanisches Gemisch aus verschiedenen Komponenten handelt, spricht man von Mischbrennstoff. Synthetischer Kautschuk erfüllt darin nicht nur die Rolle eines Kraftstoffs, sondern auch eine Bindekomponente (Bindemittel), die den gesamten Inhalt des Kraftstoffgemisches zusammenhält.

Mischbrennstoffe können bei Drücken von nur wenigen Megapascal stabil brennen, was das Gewicht des Feststoffraketentriebwerks erheblich reduzieren kann. Ein zusätzlicher Gewinn ergibt sich hier durch den Wegfall der unnötig gewordenen Befestigungselemente der Treibstoffladung am Rumpf; Gleichzeitig wird auch die Konstruktion von Feststoffraketenmotoren vereinfacht. Wenn die Ladung durch die internen Kanäle brennt (was von der Konstruktion vorgesehen war), wird das Gehäuse des Feststoffraketenmotors verstärkt und vor thermischen Effekten durch den Brennstoffbogen geschützt, der während fast der Zeit Belastungen durch Druck und Temperatur von Verbrennungsprodukten wahrnimmt Gesamtzeit des Feststoffraketenbetriebs.

Als Ergebnis all dessen wurde es möglich, Feststoffraketentriebwerke mit hohen Eigenschaften (spezifischer Impuls und relativer Kraftstoffgehalt) zu schaffen, die über einen langen Zeitraum (zehn und dann Hunderte von Sekunden) zuverlässig arbeiten können. Und dank der neuen Technologie der Feststoffraketenantriebsausrüstung und der höheren Sicherheit von Mischbrennstoffkomponenten wurde es möglich, unverhältnismäßig größere Ladungen herzustellen als zuvor. Später stellte sich heraus, dass Mischbrennstoffe auch ein größeres Potenzial zur Steigerung des spezifischen Impulses von Feststoffraketentriebwerken haben.

Die Erfindung des gemischten Treibstoffs zusammen mit der Entwicklung einer neuen Technologie zur Herstellung von Treibstoffladungen bewirkte eine echte Revolution auf dem Gebiet der Feststoffraketentriebwerke und der gesamten Raketentechnologie. Es waren diese Feststoffmotoren eines neuen Typs, die es den Vereinigten Staaten ermöglichten, unserem Land beim Start ihres ersten Satelliten (1958) zu folgen und das Raumschiff auf eine interplanetare Flugbahn zu bringen (1959). In beiden Fällen wurden vierstufige Trägerraketen ("Juno-1" bzw. "Juno-2") mit einer unterschiedlichen Anzahl nahezu identischer Träger-Feststoffraketentriebwerke in der zweiten, dritten und vierten Stufe verwendet: a Bündel von 11 Motoren, ein Bündel von 3 Motoren und ein einzelner Motor. Alle diese Feststoffraketentriebwerke arbeiteten 6,5 s lang und entwickelten jeweils einen Schub von etwa 7 kN bei einem spezifischen Impuls von 2160 bis 2450 m/s. Zylindrische Festtreibstoffschalen aus Stahl mit einem Durchmesser von 150 mm enthielten 21–23 kg Mischbrennstoff mit einer Polysulfid-Brennstoffbindung; Ladungsverbrennung fand entlang der Oberfläche des axialen sternförmigen Kanals statt. Diese bescheidenen Motoren legten den Grundstein für den weit verbreiteten Einsatz von Feststoffraketenmotoren in der Raumfahrt.

Weitere Fortschritte auf dem Gebiet der Feststoffraketentriebwerke für den Weltraum waren mit der Entwicklung fortschrittlicherer Zusammensetzungen gemischter Treibstoffe, der Schaffung von Konstruktionen von Strahldüsen, die viele zehn Sekunden lang betrieben werden können, der Verwendung neuer struktureller, wärmeisolierender und andere Materialien, die Verbesserung technologischer Prozesse zur Herstellung von Feststoffraketentriebwerken usw. Betrachten wir nun genauer Kraftstoffe und Treibstoffladungen sowie Strahldüsen moderner Weltraum-Feststoffraketentriebwerke.

Kraftstoffe und Kraftstoffgebühren. Mischbrennstoffe auf der Basis von Kaliumperchlorat und Polysulfid waren die ersten, die in großem Umfang in Feststoffraketentriebwerken eingesetzt wurden. Eine signifikante Erhöhung des spezifischen Impulses von Feststoffraketentriebwerken trat auf, nachdem Ammoniumperchlorat anstelle von Kaliumperchlorat verwendet wurde und Polysulfidkautschuke anstelle von Polysulfidkautschuken und dann Polybutadien und andere Kautschuke verwendet wurden und ein zusätzlicher Kraftstoff, Aluminiumpulver, eingeführt wurde in die Kraftstoffzusammensetzung. Nahezu alle modernen Weltraum-Feststoffraketentriebwerke enthalten Ladungen aus Ammoniumperchlorat, Aluminium und Butadien-Polymeren (CH 2 = CH - CH = CH 2).

Zusätzlich zu diesen Hauptbestandteilen werden dem Kraftstoff auch Weichmacher, Härter, Katalysatoren und andere Zusatzstoffe zugesetzt, die dazu bestimmt sind, seine physikalischen, mechanischen und technologischen Eigenschaften zu verbessern, die Polymerisation des Kraftstoffbindemittels sicherzustellen, berechnete Verbrennungseigenschaften zu erhalten und die zulässige Lagerung zu erhöhen Lebensdauer der Ladung usw. Nachfolgend finden Sie eine typische Zusammensetzung von gemischtem Kraftstoff, der in modernen Hochleistungs-Feststoffraketentriebwerken verwendet wird:

In modernen Weltraum-Feststoffraketentriebwerken wird ein modifizierter zweibasiger oder gemischter zweibasiger Treibstoff ebenfalls relativ selten verwendet. Aus dem Nachnamen geht hervor, dass dieser Kraftstoff in seiner Zusammensetzung zwischen herkömmlichem Zweibasenkraftstoff und Mischkraftstoff liegt. Tatsächlich enthält es Komponenten beider Kraftstoffe: normalerweise kristallines Ammoniumperchlorat (Oxidationsmittel) und pulverförmiges Aluminium (Kraftstoff), gebunden durch eine Nitrocellulose-Nitroglycerin-Mischung (die jeweils zusätzliches Oxidationsmittel und Kraftstoff enthalten). Hier ist eine typische Zusammensetzung eines modifizierten Dual-Base-Kraftstoffs:

Bei gleicher Dichte wie der Polybutadien-Mischkraftstoff zeichnet sich der modifizierte Zweibasenkraftstoff durch einen etwas höheren spezifischen Impuls aus. Seine Nachteile sind eine höhere Verbrennungstemperatur, hohe Kosten, erhöhte Explosivität (Detonationsneigung). Um den spezifischen Impuls zu erhöhen, können hochexplosive kristalline Oxidationsmittel wie Hexogen (CH 2 NNO 2 ) 3 , Oktogen (CH 2 NNO 2 ) 4 usw. sowohl in gemischte als auch in modifizierte zweibasige Kraftstoffe eingebracht werden Gehalt wird durch die zunehmende Detonationsgefahr des Kraftstoffs begrenzt.

Ein typischer technologischer Prozess zum Bestücken von Feststoffraketenmotoren mit gemischtem Brennstoff ist wie folgt. Zunächst wird die Innenfläche des Gehäuses vorbereitet (Reinigung, Entfettung etc.) und die Kraftstoffmasse vorbereitet. Dann werden mehrere synthetische Polymermaterialien nacheinander auf die vorgegebene Oberfläche aufgetragen und bilden drei Schichten: Klebstoff, Hitzeschutz und erneut Klebstoff (Abb. 3). Darüber hinaus ist der technologische Prozess so berechnet, dass die Vulkanisation der letzten Schicht zusammen mit der Verfestigung des Kraftstoffgemisches abgeschlossen wird. Es wird in Mischern zubereitet, wo die Ausgangskomponenten in eine dicke, viskose Flüssigkeit umgewandelt werden.Dieser Vorgang und das anschließende Eingießen der Mischung in den Feststoffraketentriebwerkskörperwerden hauptsächlich unter Vakuum durchgeführt, um Luft und gelöste Gase darauszu entfernen der Mischung und verhindern so die Bildung von Hohlräumen in der Charge.

Zum Einfüllen von Treibstoff wird der Körper des Feststoffraketentriebwerks in eine spezielle Prozesskammer gebracht, die mit Luftheizungs- und Belüftungssystemen ausgestattet ist. Um eine Ladung mit internen Kanälen zu erhalten, werden Dorne (Stäbe) der entsprechenden Form im Inneren des Gehäuses montiert (die anschließend entfernt werden). Nach dem Einfüllen des Treibstoffs in das Gehäuse des Feststoffraketenmotors wird die Prozesskammer geschlossen und für 3–7 Tage auf einer Temperatur von etwa 60 °C gehalten, wodurch die Aushärtung der Treibstoffmasse sichergestellt wird. Vor Ablauf des vorgegebenen Zeitraums kann die Kammer kurzzeitig geöffnet werden, um auf bestimmte Oberflächen der hergestellten Ladung eine polymere Panzerbeschichtung aufzubringen, die zusammen mit der Brennstoffmasse aushärtet.

Die fertige Ladung sieht aus wie Hartgummi oder Plastik. Nach dem Abkühlen wird es einer sorgfältigen Kontrolle auf Kontinuität und Gleichmäßigkeit der Masse, starke Haftung des Kraftstoffs an der Karosserie usw. unterzogen. Risse und Poren in der Ladung sowie deren Delaminierung von der Karosserie an einigen Stellen sind nicht akzeptabel , da sie zu einer ungewollten Erhöhung des Feststoffschubs mit entsprechender Verkürzung der Betriebszeit (aufgrund einer Vergrößerung der brennenden Oberfläche), Körperausbrüchen und sogar Explosionen führen können. Röntgen, Ultraschall und andere zerstörungsfreie Methoden der Fehlersuche werden eingesetzt, um die Qualität eines so ausgestatteten Gehäuses zu überprüfen.

Reis. 3. Das Schema der Befestigung der Treibstoffladung am Körper des Feststoffraketenmotors:

1 - Körper; 2, 4 - Klebstoffzusammensetzung; 3 - wärmeisolierende Schicht; 5 - Kraftstoffladung

Die durch Eingießen des Gemisches in die Hülle hergestellte Treibstoffladung stellt im Wesentlichen einen integralen Bestandteil der tragenden Struktur des Feststoffraketentriebwerks dar. Sie muss stark genug und gleichzeitig elastisch sein, um der statischen, dynamischen und thermischen Belastung standzuhalten Belastungen, die bei der Herstellung, dem Transport und der Lagerung von Feststoffraketenmotoren und schließlich während des Fluges auftreten.

Die Berechnung der Kraftladung ist ein komplexer Vorgang, der mit einem Computer durchgeführt wird. Die auftretenden Schwierigkeiten erklären sich insbesondere damit, dass mögliche Ladungsverformungen von der Art der Lasteinleitung abhängen, da Mischkraftstoff wie andere Polymere zu den viskoelastischen Werkstoffen gehört. Allgemein zeichnet es sich durch einen niedrigen E-Modul, eine hohe relative Dehnung, eine ausreichend hohe Zugfestigkeit und eine ausgeprägte Streckgrenze aus. Gemischter Kraftstoff verliert mit steigender Temperatur an Härte und Festigkeit, wird bei niedrigen Temperaturen hart und spröde (geht in einen glasigen Zustand über). Gefügestörungen in der Ladung unter Einwirkung von (auch zyklischen) Belastungen „sammeln“ sich und entwickeln sich schließlich zu Rissen an der freien Oberfläche der Ladung oder führen zum Ablösen der Ladung vom Gehäuse. Kompositbrennstoff ist bei langsamer Lastanwendung ziemlich duktil, aber bei schneller Stoßanwendung spröde. Der letztere Fall entspricht beispielsweise dem Moment des Starts des Feststoffraketentriebwerks, wenn der Druck darin stark ansteigt.

Zusätzlich zu all diesen Eigenschaften des Treibstoffs muss die Festigkeitsberechnung eines Feststoffraketenmotors auch die erheblichen Unterschiede in den Eigenschaften (Wärmeausdehnungskoeffizient usw.) des Treibstoffs, des Gehäusematerials und der darin enthaltenen Materialien berücksichtigen zwischen. Die Sicherstellung der Unversehrtheit der Verbindung zwischen der Brennstoffladung und der wärmeisolierenden Schicht ist eine wichtige Voraussetzung für die Schaffung eines zuverlässigen Feststoffraketentriebwerks. Die Festigkeit dieser Verbindung sowie der Ladung selbst wird letztlich durch die Festigkeit des im Brennstoff enthaltenen Brennstoff-Bindemittels bestimmt.

Bei der Konstruktion eines Feststoffraketentriebwerks, der Entwicklung eines technologischen Verfahrens für seine Herstellung und den weiteren Betrieb als Teil einer Trägerrakete und eines Raumfahrzeugs muss berücksichtigt werden, dass Festtreibstoffe sowie Panzerung, Wärmeisolierung und Klebstoff und andere Polymermaterialien, unterliegen einer "Alterung", d.h. einer irreversiblen Eigenschaftsänderung aufgrund von in Polymeren ablaufenden chemischen und physikalischen Prozessen. Daher können sich während der Langzeitlagerung von ausgestatteten Feststoffraketenmotoren die Energie und die intraballistischen Parameter der Ladung verschlechtern, die Empfindlichkeit des Treibstoffs gegenüber äußeren Einflüssen kann zunehmen, die Festigkeit verschiedener Strukturelemente kann abnehmen und andere unerwünschte Änderungen können auftreten geschehen. Dieser Umstand zwingt die Entwickler von Feststoffraketentriebwerken und Raketentreibstoffen dazu, die Komponenten der polymeren Werkstoffe sorgfältig auszuwählen und dabei nicht nur gesondert auf deren Stabilität, sondern auch auf deren Stabilität zu achten. für die gegenseitige Kompatibilität. Die Lagerung von Feststoffraketenmotoren erfolgt unter Einhaltung der sachgerechten Bedingungen und Handhabungsregeln. Typischerweise wird die garantierte Haltbarkeit durch eine Abnahme der Festigkeitseigenschaften der Kraftstoffladung und der daran angrenzenden Klebeschicht bestimmt.

Strahldüsen. Nachdem wir die Hauptprobleme im Zusammenhang mit der Treibstoffladung besprochen haben, gehen wir zur Raketendüse des Raketentreibstoffs über. Während der gesamten Betriebszeit des Triebwerks wird die Düse von einem Gasstrom mit einer Anfangstemperatur von bis zu 3500 K und einem Druck von bis zu 7 MPa oder mehr beeinflusst, der sich mit einer Geschwindigkeit von 3 km/s (am Ausgang) bewegt der Düse). Wenn die LRE-Kammer mit Flüssigbrennstoffkomponenten gekühlt wird, kann man sich bei der Herstellung eines Feststoffraketentriebwerks nur auf die Verwendung hitzebeständiger, wärmeisolierender und anderer Spezialmaterialien verlassen.

Ein typisches Design der Düse eines modernen Weltraum-Festtreibstoffraketentriebwerks ist in Abb. 1 dargestellt. 4. Es zeigt sich, dass die Düsenwand aus mehreren Schichten unterschiedlicher Materialien besteht. Jeder von ihnen erfüllt eine ganz bestimmte Funktion. Die äußere Hülle (Hemd) der Düse ist ihr wichtigstes Kraftelement. Es besteht aus hochfesten Stählen, Titan- und Aluminiumlegierungen sowie verstärkten Kunststoffen. Vor den thermischen und erosiven Wirkungen des Gasstroms wird der Mantel durch eine Innenhülle geschützt, die in direktem Kontakt mit dem brennenden Gas steht. Der Düsenhals ist besonders intensiven thermischen und erosiven Einwirkungen ausgesetzt, denen nur wenige Materialien standhalten.

Bei jenen hohen Temperaturen, die in Feststoffraketenmotoren am meisten erreicht werden Der beste Auftritt hat Graphit, insbesondere pyrolytische. Letzterer widersteht nicht nur einer guten Erosion, sondern hat auch die Vorteile, dass er Wärme entlang der Kristallisationsoberfläche gut leitet und in einer Richtung senkrecht dazu wärmeisolierende Eigenschaften hat und außerdem einen niedrigen Wärmeausdehnungskoeffizienten hat. Aus verschiedenen Graphitarten werden Ringeinlagen oder dünne Schutzplättchen (Pyrographit) hergestellt, die in die Mündungen der Düsen eingebaut werden. Solche Strukturelemente sind jedoch hauptsächlich für kleine Feststoffraketentriebwerke typisch, da die Gefahr besteht, dass große Graphitteile beim Starten des Triebwerks brechen - aufgrund von Thermoschocks. Die weit verbreitete Verwendung von Pyrographit wird weitgehend durch seine hohen Kosten behindert.

Reis. 4. Festtreibstoffdüse:

1 - Außenhülle; 2 - Innenschale; 3 - wärmeisolierende Schale

Meistens bestehen die Innenteile von Weltraumraketen-Treibdüsen aus hitzebeständigen Kunststoffen, in denen Graphit-, Kohlenstoff-, Silica-, Quarz- oder Asbestfasern mit Phenol-Formaldehyd-Harzen miteinander verbunden sind (daher sind diese Fasern verstärkende Füllstoffe und Harze). sind Bindemittel). Während des Betriebs eines Feststoffraketentriebwerks wird die Oberflächenschicht dieser Materialien in Kontakt mit heißem Gas einer Ablation unterzogen, d. h. Schmelzen, Verdampfen, Zersetzung und chemischer Erosion, gefolgt von Massenmitnahme durch den Gasstrom.

Von den oben aufgeführten abtragenden Materialien sind Kohlenstoff- und Graphitkunststoffe, die in Düsenhälsen verwendet werden, die widerstandsfähigsten gegen Erosion. In den übrigen Bereichen versuchen sie, andere Kunststoffe zu verwenden, die weniger widerstandsfähig, aber billiger sind. Zwischen der inneren abtragenden Hülle und dem äußeren Strommantel der Düse ist üblicherweise eine Wärmedämmschicht aus Asbest- oder Silikonkunststoffen vorgesehen, die sich durch eine geringe Wärmeleitfähigkeit auszeichnen und als zusätzlicher Schutz des Mantels vor Erwärmung dienen.

Der Prozess zur Herstellung von Düsenteilen aus Kunststoff umfasst normalerweise das Aufwickeln eines Bandes aus dem geeigneten Material auf einen profilierten Dorn, das anschließende Aushärten des Produkts bei einem Druck von bis zu 7 MPa und einer Temperatur von etwa 150 °C und schließlich die maschinelle Bearbeitung des resultierenden Werkstücks erforderliche Maße. Beim Zusammenbau der Düse werden die Kunststoffteile mit Epoxidklebern fixiert, die dann unter normalen Umgebungsbedingungen aushärten.

Aus dem Obigen ist ersichtlich, dass das Feststoffraketentriebwerk durch strukturelle Einfachheit gekennzeichnet ist, während das Flüssigtreibstoffraketentriebwerk nur ein Teil des Antriebssystems ist, das auch Kraftstofftanks umfasst, die Rohrleitungen, Füll- und Entleerungs- und Entleerungssicherheitsventile versorgen , sowie eine Reihe anderer Elemente, an sich ist ein Feststoffraketentriebwerk im Wesentlichen ein Antriebssystem. Wie wir gesehen haben, erfordert die Schaffung dieses "einfachen" Motors jedoch eine extrem hohe Entwicklung des theoretischen Wissens, des chemischen Technologiezweigs, der Technologie der Produktionsprozesse sowie der Beherrschung vieler technischer "Geheimnisse".

Es ist sinnvoll, zusätzlich zu den bereits geäußerten einige Überlegungen zugunsten der Verwendung von Feststoffraketentriebwerken in der Raumfahrt anzustellen. Zunächst stellen wir fest, dass die Einfachheit von Feststoffraketentriebwerken zusammen mit der hohen Dichte von Festbrennstoff es ermöglicht, Antriebssysteme zu schaffen, bei denen die Struktur nur 5–7% der Gesamtmasse ausmacht (bei Verwendung von Flüssigkeit Treibraketentriebwerke, diese Zahl ist 1,5-mal schlechter). Dieser Umstand kompensiert den geringeren spezifischen Impuls von Feststoffraketentriebwerken im Vergleich zu LRE weitgehend. Nach diesem wichtigsten Parameter sind Feststoffraketentriebwerke 1,5-mal schlechter als die besten Raketentriebwerke, die mit flüssigem Sauerstoff - flüssigem Wasserstoff - betrieben werden. Es ist bekannt, dass dieser effiziente Treibstoff einer der Faktoren für die erfolgreiche Durchführung bemannter Flüge zum Mond war. Sein Einsatz ist jedoch nicht immer sinnvoll, da er insbesondere mit der Notwendigkeit verbunden ist, besondere Maßnahmen zur Eliminierung von Verlusten an verdampfenden kryogenen Komponenten (insbesondere Flüssigwasserstoff) zu treffen. Und dies führt natürlich zu einer Gewichtung, einer komplizierteren Konstruktion und einer Verringerung der Zuverlässigkeit des gesamten Flugzeugs.

Daher ist es in Fällen, in denen nur ein kleiner Gesamtschubimpuls vom Antriebssystem benötigt wird, und noch mehr, wenn es mehrere Stunden oder Tage nach dem Start des Geräts in den Weltraum eingeschaltet werden muss, vorteilhafter, das so zu verwenden sogenannte hochsiedende Treibmittel, deren Bestandteile unter normalen Bedingungen Flüssigkeiten sind. Ein typischer solcher Kraftstoff ist beispielsweise eine Kombination aus Stickstofftetroxid mit unsymmetrischem Dimethylhydrazin.

Aber in Bezug auf den spezifischen Impuls ist dieser flüssige Brennstoff dem festen Brennstoff um 10% überlegen. Um also den gleichen Gesamtschubimpuls zu erhalten, ist es erforderlich, 10 % mehr Festbrennstoff als Flüssigbrennstoff zu verbrauchen. Aufgrund der höheren Dichte des Festbrennstoffs (1,76 g/cm 3 im Vergleich zu 1,21 g/cm 3 für die angegebene Flüssigkeit) wird jedoch ein geringeres Volumen benötigt, um den gesamten Vorrat an verbrauchbarem Festbrennstoff aufzunehmen: Und das bedeutet eine Reduzierung in der Masse der Struktur, und infolgedessen kann die Anfangsmasse eines Antriebssystems mit Brennstoff für flüssige und feste Brennstoffe gleich sein. In diesem Fall wird die Wahl zugunsten des zweiten getroffen.

Die obigen Überlegungen erklären weitgehend die weit verbreitete Verwendung von Feststoffraketentriebwerken in der Raumfahrt. Die Tatsache, dass mit der beherrschten Art von Festbrennstoff, einschließlich der Technologie zur Herstellung einer Ladung daraus, ein Antriebssystem mit Feststoffraketenmotoren in kürzerer Zeit, mit geringeren Kosten und, wie sie sagen, mit „weniger Risiko“ erstellt werden kann ” als Installation mit einem Raketentriebwerk mit gleichem Schub. Diese Überlegungen werden besonders wichtig, wenn es um sehr hohe Schubniveaus geht. Das größte Feststofftriebwerk, das im Abschnitt über nachhaltige Feststoffraketentriebwerke besprochen wird, ist in Bezug auf den Schub 1,7-mal stärker als die stärksten modernen Raketentriebwerke. Als es erstellt wurde, wurden nur vier Prüfstandstests mit Proben in Originalgröße durchgeführt, während die Entwicklung leistungsstarker Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke für solche Tests mehrere hundert Mal durchgeführt wurde.

Es sei darauf hingewiesen, dass in den Vereinigten Staaten 1965 ein experimentelles Feststoffraketentriebwerk mit einem Körperdurchmesser von 6,6 m auf einem Stand getestet wurde.Dieses Triebwerk enthielt 730 Tonnen Treibstoff und entwickelte einen Schub von bis zu 26 MN. Die Schaffung eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks gleicher Leistung bereitet gegenwärtig große Schwierigkeiten. Somit sind die Möglichkeiten von Feststoffraketentriebwerken noch lange nicht erschöpft, und ihre Umsetzung wird von den Bedürfnissen der sich entwickelnden Kosmonautik abhängen.

HILFSRAUM SRM

Gegenwärtig werden diese Triebwerke in großem Umfang in Notrettungssystemen (SAS) und bei der sanften Landung von Raumfahrzeugen, zur Flugsteuerung von Raumfahrzeugen, in Systemen zur Stufentrennung und zum Auswerfen von Nasenverkleidungen von Trägerraketen, zum Hochdrehen von Raketenwerfern usw. verwendet. Ihre weit verbreitete Verwendung ist in erster Linie auf die Einfachheit des Designs, die schnelle Reaktion und die hohe Zuverlässigkeit zurückzuführen, was besonders wichtig ist, wenn Besatzungen bemannter Raumfahrzeuge in Notsituationen gerettet werden

Zum Beispiel haben Festtreibstoff-Festtreibstoff-Raketenmotoren mit Hilfsfunktionen Anwendung in der ersten Vollfesttreibstoff-Scout-Trägerrakete (seit 1960) gefunden. Bei der Scout-Trägerrakete wurde die vierte Stufe durch Rotation stabilisiert (4 Feststoffraketentriebwerke mit je 0,18 kN Schub wurden zum Hochdrehen dieser Stufe verwendet). In der Folge erweiterte sich der Anwendungsbereich von Feststoffraketen-Hilfstriebwerken in der Raumfahrt: von Feststoffraketentriebwerken mit einem Schub von mehreren Newton (z. B. zum Hochdrehen und Ausrichten von Satelliten) auf Hunderte von Kilonewton (für Notfallrettungssysteme von Raumfahrzeugen). In diesem Abschnitt werden wir die typischsten Beispiele für den Einbau von Hilfs-Feststoffraketentriebwerken in Trägerraketen und Raumfahrzeugen betrachten.

Feststoffraketentriebwerke für Notrettungs- und Weichlandesysteme sowjetischer Raumfahrzeuge. "Ost". Da die Hauptgefahr den Astronauten beim Start und während der Landung bedrohte, wurden Maßnahmen ergriffen, um das Raumfahrzeug mit speziellen Sicherheitssystemen auszustatten. Rettungsfunktionen beim Start im Falle einer Explosion und eines Feuers auf der Trägerrakete, die flüchtiger Natur sind, erforderten die Schaffung einer automatischen Aktivierung von Rettungsgeräten. Das. Die Automatisierung setzte in einer bestimmten Reihenfolge die pyrotechnischen Mittel zum Abfeuern des Lukendeckels des Schiffes in Gang und umfasste zwei Feststoffraketenmotoren, die auf einem Schleudersitz mit einem Astronauten montiert waren. Feststoffraketentriebwerke sorgten für die Entfernung des Astronauten vom Brandherd in einer Entfernung von mehreren hundert Metern. Danach wurde das Fallschirmlandesystem in Betrieb genommen.

Anders als beim amerikanischen Gemini-Raumschiff, wo Schleudersitze mit Feststoffraketentriebwerken nur zur Rettung von Astronauten in Notfällen eingesetzt wurden, konnte beim Wostok-Raumschiff der Schleudersitz auch während der Landung eingesetzt werden. In diesem Fall wurde in einer Höhe von etwa 7 km der Schachtdeckel des Abstiegsfahrzeugs abgeworfen (gemäß Signalen von Drucksensoren) und der Astronaut wurde ausgeworfen. Danach wurde der Bremsfallschirm in Aktion gesetzt und dann der Hauptfallschirm geöffnet. Das Abstiegsfahrzeug hatte auch ein unabhängiges Fallschirmsystem, das einen Auspuff und Hauptfallschirme umfasste.

Von den sechs Starts des Wostok-Raumfahrzeugs waren alle erfolgreich, und die Landung wurde in einem bestimmten Gebiet durchgeführt, was die hohe Zuverlässigkeit der Trägerrakete und des Raumfahrzeugs sowie die hohe Effizienz der Maßnahmen zur Gewährleistung der Flugsicherheit bestätigte .

"Sonnenaufgang". Dieser Schiffstyp unterschied sich erheblich von seinem Prototyp, dem Wostok-Schiff. Überzeugt von der hohen Zuverlässigkeit des letzteren verzichteten die Designer auch auf den sperrigen und schweren Schleudersitz. Auch das Landesystem hat sich geändert. Es umfasste nun folgende Operationen: In einer Höhe von ca. 5 km wurde die Abdeckung des Fallschirmcontainers abgefeuert und das Fallschirmsystem in Betrieb genommen, als die Sinkgeschwindigkeit des Abstiegsfahrzeugs bereits durch Bremsen in der Atmosphäre nachgelassen hatte 220 m/s. Nach etwa 6 Minuten erreichte das Schiff die Erdoberfläche, und bevor es den Boden berührte, wurde das Bremsantriebssystem mit Feststoffraketentriebwerk eingeschaltet, wodurch die Landegeschwindigkeit auf nahezu Null reduziert wurde.

Der Einsatz von Festtreibstoff-Raketentriebwerken mit weicher Landung begann 1964 während des Fluges des Raumfahrzeugs Voskhod-1.

"Union". Um die Brand- oder Explosionszone schnell zu verlassen, wenn sich die Besatzung im Abstiegsfahrzeug im Modus der Bordsystemüberprüfung befindet, ist das Sojus-Raumschiff mit einem speziellen Notausgangssystem ausgestattet. Dieses Notfallrettungssystem (SAS) des Sojus-Raumfahrzeugs wird seit 1967 mit dem Aufkommen einer weiterentwickelten Version der dreistufigen Wostok-Trägerrakete eingesetzt. Das SAS kann in der Endphase der Vorbereitung vor dem Start eingeführt werden, wenn das Servicepersonal die Startposition bereits verlassen hat und die Servicefarmen der Trägerrakete und des Raumfahrzeugs getrennt sind. Mit Hilfe dieses Systems wird das Schiff aus der Notfallzone auf eine Höhe entfernt, die ausreicht, um das Abstiegsfahrzeug zu trennen und das Fallschirmlandesystem in Aktion zu setzen.

Das Antriebssystem des SAS des Sojus-Raumfahrzeugs ist eine Installation von drei Arten von Feststoffraketenmotoren (siehe Abbildung auf der ersten Seite des Umschlags). Im oberen Teil des Systems befindet sich ein Mehrdüsen-Feststoffraketentriebwerk des SAS-Fachs und eine Verkleidung, die das Schiff vor aerodynamischer Erwärmung während des Durchgangs der Rakete durch dichte Atmosphärenschichten schützt. Das Haupt-Feststoffraketentriebwerk (Schub 750 kN, Treibstoffladungsmasse 1 t) mit 12 in einem Winkel von 30° zur Längsachse der Trägerrakete ausgefahrenen Düsen ist direkt an der Verkleidung befestigt. Unter der Verkleidung dieses Triebwerks befinden sich vier Steuer-Feststoffraketentriebwerke, die das Drehen und Zurückziehen des Abstiegsmoduls und des Orbitalraums des Schiffes aus der Gefahrenzone gewährleisten.

Durch den Betrieb des SAS kann das Schiff auf eine Höhe von bis zu 1200 m steigen und vom Startplatz in einer Entfernung von bis zu 3 km (je nach Windrichtung) geschleudert werden.

Feststoffraketentriebwerke haben Anwendung in den Landesystemen des Sojus-Raumfahrzeugs (zusammen mit dem Fallschirmsystem) gefunden. Die Landung des Abstiegsfahrzeugs ist wie folgt. Direkt auf der Erde, 10 Minuten vor der Landung, wird der ohnehin unnötige vordere Hitzeschild abgetrennt, der die im vorderen Teil des Abstiegsfahrzeugs befindlichen weichen Landemotoren abdeckt. Gleichzeitig beginnt die Besatzung mit den Vorbereitungen für die Landung und das Dämpfungssystem der Sitze, in denen die Astronauten gruppiert sind, wird gespannt. In Erdnähe, in ca. 1 m Höhe, werden sechs Feststoffraketenmotoren eingeschaltet (Schub mehrere Kilonewton, Masse der Feststoffraketenmotorladung 9 kg, Betriebszeit Bruchteil einer Sekunde). Diese Motoren dämpfen schließlich die Geschwindigkeit, mit der das Abstiegsfahrzeug an einem Fallschirm absinkt (ca. 7–8 m/s), auf fast 0 m/s.

Feststoffraketentriebwerk von Notrettungssystemen für amerikanische Raumfahrzeuge. "Quecksilber". Beim ersten amerikanischen Raumfahrzeug wurde im Falle eines Unfalls beim Start und in der Anfangsphase des Starts ein Notrettungssystem mit einem Feststoffraketentriebwerk verwendet, das den Rückzug des Schiffes auf eine Höhe von bis zu 760 m. Dann konnte das Schiff mit dem Fallschirmsystem auf dem Wasser landen. Der Feststoffmotor SAS des Schiffes „Mercury“ (Bild 5) konnte eine maximale Überlast von bis zu 30 erzeugen g und entwickeln einen Schub von 230 kN für ~ 1 s. Das Feststoffraketentriebwerk wurde so installiert, dass der resultierende Schub, der von seinen drei Düsen entwickelt wurde, relativ zum Schwerpunkt des Schiffs verschoben wurde, um eine Trennung des Schiffs in Querrichtung relativ zur Flugbahn der Trägerrakete sicherzustellen.

Nach der Trennung des Schiffes von der Trägerrakete in sicherer Entfernung sollte die Farm vom Feststoffraketenmotor abgeworfen werden, der seine Aufgabe bereits erfüllt hatte. Dafür war ein weiteres Feststoffraketentriebwerk (ebenfalls mit drei Düsen) vorgesehen, das für 1,5 s einen Schub von 3,6 kN entwickeln konnte. Während des normalen Flugverlaufs wurde das SAS in einer bestimmten Höhe abgeworfen, und die Trägerrakete mit dem Schiff flog weiter.

In der Praxis der bemannten Flüge des Raumfahrzeugs "Mercury" wurde SAS nicht eingesetzt. Dieses System wurde jedoch beim ersten Start des experimentellen (unbemannten) Raumfahrzeugs „Mercury“ (25. April 1961) ausgelöst, das mit einer speziellen Installation („Roboter“) an Bord in die Umlaufbahn gebracht wurde und menschliche Atmung, Temperatur und Sprache simulierte . Die Trägerrakete wurde 30 Sekunden nach dem Start auf Befehl von der Erde gesprengt, aber vor der Explosion trennte die SAS das Schiff, das mit dem Fallschirm ins Wasser sprang und 25 Minuten nach dem Start von einem Hubschrauber abgeholt wurde. Dieser Fall hat in der Praxis die Zweckmäßigkeit des Einsatzes von Feststoffraketentriebwerken in Notrettungssystemen für Raumfahrzeuge bewiesen.

Reis. 5. Notrettungssystem des Raumfahrzeugs "Mercury":

1 - Rückzug von Feststoffraketenschiffen; 2 - SAS-Festtreibstoffraketenmotor zurücksetzen; 3 - Bauernhof; 4 - Raumfahrzeug; 5 - Fedes Schiffes von der Trägerrakete im Orbit; 6 - Feststoffraketentriebwerksverzögerung des Schiffes während der Deorbit

Reis. 6. Notrettungssystem des Apollo-Raumfahrzeugs:

1 - Feststoffraketentriebwerk zur Steuerung der Flugbahn (Entfernung des Schiffes zur Seite); 2 - SAS-Festtreibstoffraketenmotor zurücksetzen; 3 - Rückzug von Feststoffraketenschiffen; 4 - Mannschaftsraum

"Zwillinge". Die Notfallrettung von Kosmonauten mit Hilfe von Schleudersitzen ist durch die Geschwindigkeit und Flughöhe im Moment des Schleuderns begrenzt. In einigen Raumfahrzeugen wurden anstelle von SAS Schleudersitze mit Feststoffraketentriebwerken verwendet. So konnte beispielsweise bei der Raumsonde Gemini das Signal zum Auswerfen beider Astronauten von jedem von ihnen gegeben werden, wofür er den Ring aus dem zwischen den Beinen installierten Behälter herausziehen musste. Hinter den Sitzen der Astronauten befanden sich Schienen, die während des Auswurfs als Führung dienten. Der Ausstoß erfolgte unter Verwendung von Zündpillen. Darüber hinaus verhinderte das Verriegelungssystem den Betrieb der Patronen, bevor die Landeluken (es gibt zwei davon) mit Hilfe von Sprengbolzen geöffnet wurden, durch die Stühle mit Astronauten ausgeworfen wurden.

Nach der Auslösung der Zündpillen, als sich die Sitze mit den Kosmonauten außerhalb des Raumfahrzeugs befanden, wurden die in den Sitzen montierten Feststoffraketentriebwerke eingeschaltet (Laufzeit 0,27 s, Gesamtimpuls 8,4 kN s), die die Sitze mit einem Schlag nach vorne schleuderten Winkel von 49° zur Längsachse des Raumfahrzeugs. Maximale Auswurfbeschleunigung 24 g. Berechnungen zufolge sollten diese Feststoffraketentriebwerke bei einem Unfall während des Starts dafür sorgen, dass die Sitze mit den Astronauten 150 m von der Rakete weggeschleudert werden, in den Experimenten wurden die Sitze 300 m zur Seite geschleudert und 140 m hoch.

Nach dem Abwurf wird der Stuhl getrennt, ein aufblasbarer Ballon entfaltet, der für die Stabilisierung und Bremsung des Stuhls sorgt, und dann öffnen sich die Fallschirme. Die Landung der Besatzung erfolgte auf dem Wasser.

"Apollo". Sein SAS sollte den Mannschaftsraum nach oben (nach vorne) und von der Trägerrakete wegwerfen, falls dies der Fall sein sollte Notfall beim Start und in der Anfangsphase des Fluges des Apollo-Raumfahrzeugs (bis zu einer Höhe von ~ 80 km). Das SAS umfasste einen Rahmen mit drei darauf montierten Feststoffraketenmotoren (Abb. 6). Das Gesamtgewicht dieser Struktur beträgt 4 Tonnen, die Länge 7 m.

Der Rahmen in Form eines etwa 3 m hohen tetraedrischen Pyramidenstumpfes wurde aus Rohren (Titanlegierung) geschweißt und mit Abbruchbolzen am Mannschaftsraum befestigt. Das Feststoffraketentriebwerk, das den Mannschaftsraum nach oben (nach vorne) werfen sollte, hatte vier Düsen, die in einem Winkel von 35 ° zur Längsachse des Triebwerks installiert waren. Feststoffraketentriebwerk Länge 4,6 m, Durchmesser 0,66 m, Gewicht 2,18 t (ohne Treibstoff - 0,73 t). Feststoffschub 700 kN, Dauer 6 s, erzeugte Beschleunigung 9 g.

Im Notfall sollte gleichzeitig ein weiterer Feststoffraketenantrieb zugeschaltet werden, der das Abteil mit der Besatzung zur Seite werfen sollte. Dieses Feststoffraketentriebwerk mit einer Länge von 0,6 m, einem Durchmesser von 0,23 m und einer Masse von 23 kg entwickelte einen Schub von 15,1 kN und arbeitete 0,5 s lang. Nach Beendigung des Betriebs dieser beiden Feststoffraketenmotoren wurde ein zweidüsiger Feststoffraketenmotor eingeschaltet, um das SAS zurückzusetzen. Bei einer Länge von 1,5 m und einer Masse von 0,25 t entwickelte er eine Schubkraft von 150 kN und arbeitete weniger als 1 s.

Nach dem Abwerfen des SAS stieg das Mannschaftsabteil mit dem Fallschirm ab. Damit sich die im oberen Teil des Abteils mit der Besatzung befindlichen Fallschirme umdrehen konnten, wurde das Abteil in besonderer Weise ausgerichtet und nach unten zuerst abgesenkt. Wenn beim Start oder in der Anfangsphase des Fluges (bis zu einer Höhe von 36 km) eine Notsituation eintreten würde, wurde die Ausrichtung des Mannschaftsraums durch spezielle aerodynamische Oberflächen gewährleistet, die am oberen Teil des SAS-Körpers angebracht waren. Bis zum Ende der Arbeit des Feststoffraketentriebwerks zum Zurückziehen des Schiffes werden diese Flächen gegen den Rumpf gedrückt und öffnen sich dann.

SAS konnte erst mit der Besatzung aus dem Abteil getrennt werden, nachdem die gewünschte Ausrichtung des Abteils sichergestellt war. Wenn in Höhen von 36-80 km eine Notfallsituation eintrat, in der die atmosphärische Dichte für den effektiven Betrieb aerodynamischer Oberflächen nicht ausreicht, wurde das SAS unmittelbar nach dem Ende des Betriebs des Feststoffraketentriebwerks vom Mannschaftsraum getrennt und Die vorgegebene Ausrichtung des Abteils wurde mit Hilfe des darin montierten Orientierungssystems LRE bereitgestellt.

In Ermangelung eines Notfalls beim Start und in der Anfangsphase des Fluges wird beim Erreichen einer Höhe von etwa 80 km der Rahmen mit den Triebwerken vom Abteil mit der Besatzung getrennt, für die der Feststoffraketentriebwerk hätte sein sollen eingeschaltet, um das SAS zurückzusetzen und das Schiff zur Seite zu bewegen.

Feststoffraketentriebwerk eines interplanetaren Raumfahrzeugs. Als Hilfs-Festtreibstoff werden Raketentriebwerke auf vielen Satelliten sowie auf einer Reihe von interplanetaren Raumfahrzeugen verwendet. Als Beispiel können die Raumsonden Mars-2 und Mars-3 (gestartet 1971) dienen. Auf diesen Raumfahrzeugen befinden sich mehrere Feststoffraketentriebwerke, die verschiedene Aufgaben erfüllen (Abb. 7). Auf dem aerodynamischen Bremskegel befanden sich zwei Paare von Feststoffraketenmotoren (Schub je 0,5 kN). Ein Paar wurde bei der Annäherung an den Mars eingeschaltet, um den aerodynamischen Kegel hochzudrehen, nachdem er sich zusammen mit dem Landefahrzeug vom Raumfahrzeug getrennt hatte (Betriebszeit 0,3 s). Das Hochdrehen erfolgte nach der Ausrichtung des aerodynamischen Kegels des Sinkflugkörpers in Richtung Mars. Der Spin-up-Vorgang wird durch die Notwendigkeit verursacht, dem Raumfahrzeug eine bestimmte Orientierungsposition zu geben, wenn es in die dichten Schichten der Marsatmosphäre eintritt.

Dann wurde der tragende Feststoffraketenmotor (zusammen mit dem entsprechenden Montagerahmen) gezündet, um die Vorrichtung auf die Sinkflugbahn zu überführen, und das zweite Paar Feststoffraketenmotoren (Betriebszeit 0,26 s) wurde eingeschaltet, um die Rotation der Aerodynamik zu stoppen Kegel. Die Feststoffraketenmotordüsen dieses Paares sind im Vergleich zu den Feststoffraketenmotordüsen des ersten Paares in die entgegengesetzte Richtung gerichtet.

Nach aerodynamischer Verzögerung des Geräts wurde der Feststoffraketenmotor eingeschaltet, um die Abdeckung des Fallschirmsystems fallen zu lassen und den Pilotschirm einzuführen (Schub 6,5 kN). Die Betriebszeit des Feststoffraketenmotors beträgt 0,24 s. Gleichzeitig wurde der aerodynamische Bremskegel zurückgeschossen und der Pilotschirm den Hauptschirm herausgezogen. Dieser zog aus dem Fallschirmcontainer den Feststoffraketenmotor für den Rückzug des Fallschirmsystems (Schub 9 kN), damit die Fallschirme das Abstiegsfahrzeug nicht bedeckten, und den weichlandenden Feststoffraketenmotor (Schub 56 kN).

Reis. 7. Das Abstiegsfahrzeug der interplanetaren Station Mars-3 ":

1 - aerodynamischer Bremskegel; 2 - Feststoffraketenwerfer; 3 - Feststoffraketenmotorübertragung des Geräts auf die Abstiegsbahn; 4 - Hauptfallschirm; 5 - Abstiegsfahrzeug

Dann wurde der am Abstiegsfahrzeug montierte Höhenmesser ausgelöst und der Feststoffraketenmotor für den Rückzug und der Feststoffraketenmotor für eine weiche Landung getrennt. Der erste warf den Fallschirm beiseite (seine Betriebszeit beträgt 1 s), und mit Hilfe des zweiten wurde das Abstiegsfahrzeug weich auf der Marsoberfläche gelandet (seine Betriebszeit betrug 1,1 s). Nach Beendigung des weichlandenden Feststoffraketenmotors wurde der untere eineinhalbfache Fallschirmcontainer abgefeuert und zwei seitliche, auf der weichlandenden Feststoffrakete montierte Feststoffraketenmotoren (Gesamtschub 1 kN, Laufzeit 4 s) umgeschaltet An. Ihre Aufgabe ist es, den weichlandenden Feststoffraketenmotor zur Seite zu nehmen (wegzuwerfen), um einen Aufprall auf die Karosserie des Abstiegsfahrzeugs zu vermeiden.

Hilfs-Feststoffraketentriebwerke wurden auch bei Mars-5 und Mars-6, Ranger (siehe Abb. 12 auf Seite 51) usw. verwendet.

Hilfs-Feststoffraketentriebwerke. Feststoffraketenmotoren haben Anwendung als Gasgeneratoren an Nasenverkleidungen von Trägerraketen, zur Steuerung ihres Fluges, für Trägerraketen-Orientierungssysteme (z. B. in der Tor-Able-Trägerrakete), in Trägerraketen-Stufentrennsystemen (z der Titan-3Ci, Saturn ", MTKK "Space Shuttle") usw.

"Saturn-5". Diese Trägerrakete mit Sustainer-Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken auf allen drei aufeinanderfolgenden Stufen enthält insgesamt 18 zusätzliche Feststoffraketen-Triebwerke, die an der Peripherie des Rumpfes installiert sind. Darüber hinaus befinden sich im Heckbereich der ersten Stufe 8 Brems-Feststoffraketentriebwerke (die während 0,54 s einen Schub von jeweils 337 kN entwickeln), um diese Stufe zu trennen. In der Übergangskammer unter der zweiten Stufe befinden sich 4 Feststoffraketentriebwerke (mit einer Schubkraft von jeweils 102 kN und einer Betriebsdauer von 3,8 s) zum „Absetzen“ des Treibstoffs in den Tanks. Und schließlich befinden sich unten in der dritten Stufe zwei Feststoffraketenmotoren (Schubentwicklung jeweils 15 kN bei einer Betriebszeit von 3,9 s) zum „Ziehen“ des Treibstoffs und vier weitere Feststoffraketenmotoren (mit Schub von je 155 kN bei einer Stellzeit von 1,5 s) für Abteilungen der zweiten Ebene.

Der Betriebsablauf der aufgeführten Feststoffraketentriebwerke war wie folgt. 0,5–0,7 s nach dem Befehl zum Abschalten der Sustainer-Raketentriebwerke der verbrauchten Stufe werden die Feststoffraketentriebwerke eingeschaltet, um den "Zug" von Treibstoff in den Tanks der nächsten Stufe sicherzustellen. Nach weiteren 0,1–0,2 s werden die Festtreibstoffbremsmotoren eingeschaltet und die verbrauchte Stufe abgetrennt. Zu diesem Zeitpunkt beträgt der Schub seiner Sustain-Triebwerke noch 10 % des Nennwerts. Festtreibstoffbremsmotoren arbeiten weiter, und die nächste Stufe fliegt durch Trägheit für 0,1–0,6 s und unter der Wirkung des Schubs des Feststoffraketenmotors „Niederschlag“ von Kraftstoff (z. B. 1 s nach dem Moment der Trennung von der ersten und zweiten Stufe erreicht der Abstand zwischen ihnen 2 m). Dann wird ein Befehl gegeben, die marschierenden Raketentriebwerke einzuschalten. Nach 3–6 s erreichen sie den Nennbetriebsmodus, und die Wirkung des Feststoffraketenmotors "Niederschlag" des Kraftstoffs hört auf, und bald werden diese Feststoffraketenmotoren zurückgesetzt, um die "passive" Masse der Stufe zu verringern. Reset-Vorgänge werden mit pyrotechnischen Systemen und Federdrückern durchgeführt.

Hilfs-Feststoffraketentriebwerke der Saturn-5-Trägerrakete sind baugleich. Ihre zylindrischen Stahlgehäuse enthalten Ladungen mit internen sternförmigen Kanälen, die aus einem gemischten Brennstoff auf Basis von Ammoniumperchlorat und Polysulfidkautschuk hergestellt sind. Die größten sind Bremsfeststoffraketenmotoren der ersten Stufe; Ihre Höhe beträgt 2,24 m, ihr Durchmesser 0,39 m, ihr Gewicht 228 kg (einschließlich 126 kg Kraftstoff). Die kleinsten Feststoffraketenmotoren, die in den Tanks der dritten Stufe Kraftstoff "ziehen", enthalten jeweils 27 kg Kraftstoff.

"Titan-ZSi", "Raumfähre". Jeder der beiden "befestigten" Feststofftreibstoff-Triebwerke (die später besprochen werden) hat acht Feststoffraketentriebwerke, die in zwei Blöcke gruppiert sind. RDTT „Titan-ZSi“ sind zum Zeitpunkt ihrer Aufnahme auf der letzten Seite des Umschlags abgebildet. Als nächstes betrachten wir die Feststoffraketenmotoren des Space Shuttles, die sich durch die besten Eigenschaften von den Motoren der Titan-ZSi-Trägerrakete unterscheiden. Sie entwickeln einen Schub von 95 kN und arbeiten für 0,7 s (und unter Berücksichtigung der Prozesse der Schubzunahme und -abnahme - 1,2 s). Der Gesamtschubimpuls jedes Triebwerks beträgt 82 kN s. In einem zylindrischen Gehäuse mit einem Durchmesser von 32,6 cm befindet sich eine 35 kg schwere Kraftstoffladung mit einem Innenkanal in Form eines sechzehnzackigen Sterns (der eine große Verbrennungsfläche bietet) Die Gesamtlänge des Motors beträgt 88 cm mit a Masse von 74 kg.

Beim Verbrennen von Treibstoff in der Triebwerkskammer der Feststoffrakete entstehen Gase mit hohem Druck (ca. 13 MPa), wodurch die potenzielle chemische Energie des Treibstoffs sehr effizient genutzt werden kann. Der Körper des Feststoffraketentriebwerks und der Düsenbefestigungsteil bestehen aus einer Aluminiumlegierung, der Auslassteil der Düse aus Stahl, ungekühlt, der Düsenhals aus Graphit.

Bei der Konstruktion des Feststoffraketentriebwerks der Space-Shuttle-Abteilung wurde besonders darauf geachtet, dass die aus dem Feststoffraketentriebwerk ausströmenden Gasströme die Hitzeschutzbeschichtung dieses Apparats während des Fluges nicht beschädigen. Daher musste ausgeschlossen werden, dass Fremdkörper (Zünderteile und Hitzeschutzbeschichtungen etc.) in die Gasdüsen gelangen. Auch die Zusammensetzung des Feststoffraketentreibstoffs wurde so gewählt, dass der Anteil dieser Partikel in den Verbrennungsprodukten gering war: Der Mischtreibstoff enthält nur 2 % Aluminium (der Rest ist Ammoniumperchlorat und Polybutadien mit Hydroxyl-Endgruppen).

MARCH SPACE Feststoffraketentriebwerke

Ferner werden am Beispiel konkreter Muster von Triebwerken von Trägerraketen und Raumfahrzeugen die am Anfang der Broschüre aufgeführten Anwendungsgebiete von raumgreifenden Feststoffraketentriebwerken erläutert. Die betrachteten Beispiele geben einen Überblick über den aktuellen Stand der Entwicklung von Weltraum-Feststoffraketentriebwerken in einzelnen Ländern und weltweit, über mögliche technische Lösungen, über die Vielfalt der realisierten Konstruktionen, über einige Probleme bei der Schaffung und Nutzung des Weltraums Feststoffraketentriebwerke, über die Bedeutung dieser Triebwerke. Beginnen wir die Geschichte mit einer der neuesten Entwicklungen.

SRM-Motor. Sein vollständiger Name bedeutet auf Englisch "Solid Rocket Engine". SRM ist der größte unter den modernen Feststoffraketenmotoren und zeichnet sich durch folgende Daten aus: Höhe 38,2 m, Rumpfdurchmesser 3,71 m, Gewicht 568 t. Bei einer Betriebszeit von 122 s entwickelt das Triebwerk einen Gesamtschubimpuls von fast 1300 MN s at ein maximaler Schub von ~ 14 MN .

Reis. 8. SRM-Motor

SRM verwendet gemischten Kraftstoff, Zusammensetzung und. dessen Eigenschaften sind auf Seite 13 angegeben. Der Motor hat die Besonderheit, dass die Masse seiner Kraftstoffladung, die 502 Tonnen (d. h. 88,4 % der Gesamtmasse) beträgt, fast gleichmäßig auf die vier Abschnitte verteilt ist (Abb. 8). , die separat hergestellt und dann durch mechanische Schlösser mit manuell montierten Verriegelungsstiften zu einem Stück verbunden werden. Eine solche Schnitt-(Segment-)Konstruktion löst die Probleme, die mit der Herstellung und dem Transport eines solch großen Festtreibstoff-Raketenmotors verbunden sind. Es kann unmontiert von der Fabrik direkt zum Weltraumbahnhof transportiert und dort innerhalb eines Tages zusammengebaut werden.

Die Gehäuse der einzelnen SRM-Sektionen bestehen aus hochfestem Stahl und sind durch eine Wärmedämmschicht vor dem Ausbrennen geschützt: aus Nitrilkautschuk mit Asbest- und Silica-Füllstoffen. Zwischen Ladung und Wärmeschutz ist eine fixierende Klebeschicht aus einem gefüllten Polybutadienpolymer mit Carboxylendgruppe vorgesehen. Diese Polymermaterialien werden auch zur Panzerung der Endflächen der Ladung verwendet und machen 11 % der Masse der gesamten Struktur aus.

Der Hauptteil des SRM-Schubs wird durch Brennen der Ladung entlang der Oberflächen der zentralen runden Kanäle mit kleiner Verjüngung erzeugt, während die Ladung im vorderen Abschnitt einen Anfangskanal in Form eines elfzackigen Sterns aufweist. Dank dieser Konfiguration der Brennfläche steigt der Feststoffschub zunächst an, erreicht etwa in der 20. Flugsekunde einen Maximalwert, nimmt dann in den nächsten 40 s um das 1,5-fache ab, steigt danach leicht an und fällt wieder ab die 85. Sekunde des Fluges (zuerst glatt und ab der 110. Sekunde - scharf). Die beschriebene Art der Schubänderung sorgt für eine ausreichend hohe Anfangsbeschleunigung des Flugzeugs, einen begrenzten dynamischen Druck auf die Struktur in der mittleren Flugphase und eine geringe Überlastung (3 g) am Ende des Fluges.

Im vorderen Teil des SRM ist ein kleiner Kurzzeit-Feststoffraketenmotor eingebaut, der die Zündung der Treibstoffladung innerhalb von 0,3 s ermöglicht (solche Zünder werden pyrogen genannt). Am Heckteil ist eine etwa 10 Tonnen schwere Strahldüse befestigt, die zu 1/4 ihrer Länge in die Karosserie eingeschoben ist. Solche Düsen, die als "versenkte" Düsen bezeichnet werden, ermöglichen es, die axialen Abmessungen des Motors zu verringern, und bieten eine Reihe weiterer Vorteile.

Die Hauptbaumaterialien der Düse sind Stahl und Aluminiumlegierungen. Ihr thermischer Schutz wird durch eine kohlefaserverstärkte Phenol-Ablationsbeschichtung und eine glasfaserverstärkte Phenol-Wärmedämm-Zwischenschicht gewährleistet. Das letzte Phenolharz dient auch als Strukturmaterial für den Auslassabschnitt der Düse. Bei der Verbrennung der Kraftstoffladung entstehen Gase mit einer Temperatur von 3400 K und einem Druck von 4,4 MPa (der maximale Druck ist 1,5-mal höher). Beim Expandieren in der Düse entwickeln sie einen spezifischen Impuls von 2480 m/s an der Erdoberfläche und 2600 m/s im Vakuum.

Die SRM-Triebwerke wurden für das Space Shuttle entwickelt, das erste amerikanische Space Shuttle, das 1981 seinen Flug aufnehmen wird Höhe von 45 km. Nach der Trennung der Feststoffraketentriebwerke funktionieren die angegebenen Raketentriebwerke noch 6 Minuten, bis das Space Shuttle eine Geschwindigkeit erreicht, die fast der ersten Raumfähre entspricht.

Um die Flugbahn des MTKK in jedem Feststoffraketentriebwerk zu steuern, ist um den Hals der Düse ein universelles flexibles Lager mit einem Durchmesser von etwa 2 m und einer Masse von mehr als 3 Tonnen installiert, das (zusammen mit hydraulisch Antriebe) sorgt für eine Drehung der Düse in zwei axialen Ebenen um einen Winkel von ± 8 ° und folglich für eine Änderung des Schubvektors . Durch entsprechende Drehung der beiden Düsen wird eine Nick-, Gier- und Rollsteuerung erreicht. Dieses Lager basiert auf abwechselnden Stahl- und Gummiringplatten, die zu einem einzigen Block verklebt sind.

Das kalkulierte Flugprogramm des Space Shuttle MTKK kann nur mit einer gewissen, nicht sehr großen Streuung der Leistung der einzelnen Feststoffraketenmotoren (Zeit bis zum Erreichen des Nennmodus beim Start, Schub zu jedem Zeitpunkt usw.) . Andernfalls kann das Flugsteuerungssystem die resultierenden Flugbahnstörungen nicht „abwehren“. Um eine stabile Leistung von SRM zu gewährleisten, wurden strenge Anforderungen an die Qualität der ursprünglichen Kraftstoffkomponenten und die Technologie zur Herstellung von Kraftstoffladungen entwickelt. Chargen für jedes spezifische SRM-Paar sollen gleichzeitig hergestellt werden. Außerdem wird das in einem Behälter vorbereitete Brennstoffgemisch abwechselnd in die entsprechenden Segmente beider Feststoffraketenmotoren gegossen.

Nachdem die SRM-Triebwerke fertiggestellt und getrennt sind, sollte das Fallschirmsystem aktiviert werden, das für eine sanfte Landung dieser Feststoffraketenmotoren auf der Meeresoberfläche sorgt, um sie wiederzuverwenden. Auch in dieser Hinsicht ist SRM einzigartig unter den Feststoffmotoren. Sein Körper ist zum Beispiel auf zwanzigmal Einsatz ausgelegt, die flexible Lagerung auf zehnmal. Der Thermoschutz von Rumpf und Düse wird nach jedem Flug entfernt (Strahl aus dem Strahl) und neu angebracht. Um die dynamischen Belastungen des zu bergenden Feststoffraketentriebwerks zu begrenzen, wurde entschieden, den Plastikauslassteil der Düse des verbrauchten Triebwerks am oberen Ende seiner Flugbahn zu entsorgen. Die weggeworfene Hülle der Düse wird durch die von der ringförmigen Pyroladung erzeugten Gase abgeschnitten.

Es ist zu beachten, dass bei der Entwicklung eines so großen Triebwerks wie dem SRM nur vier Zündversuche mit experimentellen Feststoffraketentriebwerken in voller Größe auf dem Stand durchgeführt werden mussten. Dementsprechend waren die Kosten für die Entwicklung des Motors gering. Dieser Umstand erklärt sich insbesondere dadurch, dass die Thiokol Corporation, die das SRM entwickelt hat, die in den Vereinigten Staaten gesammelten Erfahrungen bei der Entwicklung und dem Betrieb eines weiteren großen Feststoffraketentriebwerks, auf das weiter unten eingegangen wird, voll ausschöpfte .

Motor UA-1205. Dieses vom United Technology Center entwickelte Feststoffraketentriebwerk wird seit 1965 für die Anfangsbeschleunigung verschiedener Trägerraketen der Ti-tan-3-Familie eingesetzt. Wie im Space Shuttle MTKK installieren sie auch hier zwei Feststoffraketentriebwerke in einem Parallelschema, die vom Start bis zu einer Höhe von 45 km operieren. Eine dieser Trägerraketen wird (im Flug, zum Zeitpunkt der Trennung von verbrauchten Feststoffraketenmotoren) auf der letzten Seite des Umschlags der Broschüre vorgestellt.

UA-1205 ist das größte bisher in Betrieb befindliche Feststoffraketentriebwerk. Sein zylindrischer Stahlkörper mit einem Durchmesser von 3,05 m enthält etwa 193 Tonnen Festbrennstoff, dessen Verbrennung einen Schub von 5,3 MN erzeugt. Die Dauer des Triebwerksbetriebs beträgt 125 s, der entwickelte Gesamtschubimpuls beträgt etwa 500 MN s. UA-1205 (Abb. 9) hat eine Schnittkonstruktion und läuft mit einem gemischten Kraftstoff, der in seiner Zusammensetzung dem im SRM-Motor verwendeten ähnlich ist. Die Ladungskonfiguration ist ähnlich wie beim SRM, aber die hinteren Enden der einzelnen Sektionen (es gibt insgesamt 7) sind nicht gepanzert. Aus diesem Grund erreicht zu Beginn des Betriebs des Feststoffraketentriebwerks sein Schub seinen Maximalwert (der oben angegeben ist), nimmt dann allmählich auf ~ 70% ab und fällt in den letzten 20 s stark auf Null ab.

Abb. 9 Antriebssystem mit Feststoffraketentriebwerk UA-1205

Im Gegensatz zum SRM hat der UA-1205 eine herkömmliche, keine "versenkte" Düse. Sein Design umfasst Graphitringeinsätze (im Hals) und abtragende Materialien (Phenolkunststoffe verstärkt mit Silica und anderen Stoffen). Die in der Düse beschleunigten Verbrennungsprodukte geben dem Motor einen spezifischen Impuls von 2610 m/s (im Vakuum).

Um den Flug der Trägerrakete in jedem zu steuern; Das UA-1205-Triebwerk ist mit einem Schubvektorsteuerungssystem ausgestattet, das auf der asymmetrischen Einführung eines Hilfsarbeitsmediums - flüssigem Stickstofftetroxid - in einen Überschallgasstrom in der Düse basiert. Dazu sind elektrisch gesteuerte Düsen vorgesehen, die um die Düse etwa in der Mitte des Spreizteils angeordnet sind. Für jeden Quadranten des Querschnitts gibt es sechs ineinandergreifende Düsen, beim Einschalten wird an der entsprechenden Stelle der Düse eine seitliche Steuerkraft erzeugt. Dies ist auf die dynamische und chemische Wechselwirkung der Strömungen sowie auf den Kraftimpuls zurückzuführen, der durch den Strahl des Hilfsarbeitsfluids erzeugt wird.

Die axiale Schubkomponente steigt dabei zwar an, der resultierende spezifische Impuls des Feststoffraketentriebwerks nimmt jedoch noch ab. Dieses Verfahren ermöglicht die Steuerung des Flugs der Rakete in Bezug auf Neigung und Kurs bei Verwendung eines Triebwerks und im Fall von zwei Triebwerken (d. h. wie bei der Trägerrakete der Titan-3-Familie) auch im Rollen. Im UA-1205 ist Stickstofftetroxid in einem speziellen Tank enthalten, aus dem es durch komprimierten Stickstoff verdrängt wird. Während des Fluges werden etwa 80% der Flüssigkeitsreserve verbraucht, das sind ~ 4 Tonnen.

Unter Berücksichtigung des Feststoffraketentriebwerks des Trennsystems hat das Antriebssystem auf Basis des UA-1205 eine Höhe von 26 m und eine Masse von 230 Tonnen.

LVs der Titan-3-Familie sind ein klares Beispiel für die Wirksamkeit des Einsatzes von "montierten" Feststoffraketentriebwerken zur Erhöhung der Tragfähigkeit von Serienflugkörpern im Betrieb. Die Geschichte dieser Trägerraketen begann mit der zweistufigen Interkontinentalrakete Titan-2, die für den Start von Nutzlasten in den Weltraum ausgelegt war. Beschleunigung dieser Rakete, die 1965-1966 eingesetzt wurde. Um das bemannte Gemini-Raumschiff zu starten, wurde es mit Hilfe von zwei LREs bereitgestellt, die in Reihe geschaltet wurden. Der erste von ihnen entwickelte einen Schub von 1913 kN (auf der Erde) und arbeitete 150 s lang, der zweite entwickelte einen Schub von 445 kN für 180 s.

Nachdem eine weitere Flüssigkeitsstufe oben auf der Titan-2 installiert und „montierte“ UA-1205-Feststoffmotoren an beiden Seiten des Rumpfes angebracht wurden, stieg das Startgewicht der Trägerrakete von 147 auf 630 Tonnen und die Nutzlast auf einer erdnahen Umlaufbahn) von etwa 3,5 auf 13 Tonnen erhöht.Diese Aufrüstung der Trägerrakete wurde in kurzer Zeit und zu weitaus geringeren Kosten durchgeführt als die, die erforderlich wären, um eine völlig neue Trägerrakete mit gleicher Leistung herzustellen .

Der Gesamtschub von zwei UA-1205-Triebwerken erweist sich als ausreichend, um die Trägerrakete vom Boden abzureißen und auf eine Höhe von mehreren zehn Kilometern zu heben (LPREs werden nach dem Ende des Feststoffraketentriebwerks eingeschaltet). Wenn wir das Schub-Gewichts-Verhältnis für verschiedene Varianten der Trägerraketenfamilie Titan-3 berechnen, stellt sich heraus, dass diese Zahl nach dem Upgrade der Trägerrakete von 1,3 auf 1,7 gestiegen ist g. Somit begann die Beschleunigung der Trägerrakete schneller ausgeführt zu werden, und folglich nahmen die mit dem Einfluss der Erdanziehungskraft verbundenen Geschwindigkeitsverluste ab (was die Verluste zur Überwindung des aerodynamischen Widerstands betrifft, nahmen sie leicht zu).

Bildlich gesprochen hauchten die „aufgebauten“ Feststoffraketentriebwerke den Titan-Raketen neues Leben ein und sorgten für ihren breiten Einsatz bei der Durchführung amerikanischer Raumfahrtprogramme. Raketen dieses Typs sind die leistungsstärksten amerikanischen Trägerraketen, die in den letzten Jahren im Einsatz waren. Viele Errungenschaften der Raumfahrt sind mit ihrer Anwendung verbunden. So wurden 1977 mit Hilfe der Titanen zwei interplanetare Voyager-Stationen gestartet, die sich nach der Übertragung der wertvollsten Informationen über Jupiter und seine Satelliten weiter in Richtung Saturn bewegen. Um die Flugzeit zu verkürzen, wurde diesen Raumfahrzeugen die dritte kosmische Geschwindigkeit gemeldet, und sie werden über das Sonnensystem hinausgehen.

Die Voyager wurden mit fünfstufigen Trägerraketen der Titan-3-Familie beschleunigt: UA-1205-Feststoffmotoren wurden in der ersten Stufe installiert, Flüssigtreibstoffmotoren in den nächsten drei und Feststoffraketentriebwerke an der Spitze (die so -Oberstufe genannt). Dieser Festtreibstoffmotor wird unten diskutiert, aber hier wenden wir uns Festtreibstoffraketenmotoren zu, die in einer anderen Trägerrakete verwendet werden, die in Raumfahrtprogrammen weit verbreitet ist.

Motoren RN "Delta". In den Vereinigten Staaten wird diese Trägerrakete als „Arbeitspferd der Raumfahrt“ bezeichnet: Sie hat mehr Nutzlasten ins All geschossen als jede andere ausländische Rakete, und diese Nutzlasten haben eine Vielzahl von Zwecken.

Ursprünglich war die Delta eine dreistufige Rakete mit einem LRE in den ersten beiden Stufen und einem Feststoffraketentriebwerk in der dritten. Mit einem Startgewicht von etwa 48 Tonnen könnte es 270 kg Nutzlast auf eine kreisförmige Umlaufbahn mit einer Höhe von 370 km oder 45 kg auf eine langgestreckte elliptische Umlaufbahn von 185 x 36.000 km (die sogenannte geostationäre Transferbahn) bringen. Seit dem Erstflug, der 1960 stattfand, hat die Delta eine Reihe von Änderungen erfahren, während derer leistungsstärkere LV-Modelle erschienen, die mit drei (1964), sechs (1970) und neun (1972) montierten RDTT ausgestattet waren. Eine der neuesten Versionen von Delta ist in Abb. 10 mit Zerlegung in einzelne Komponenten. Die Höhe dieser Rakete beträgt 35 m, das Startgewicht 132 Tonnen, von denen 42 Tonnen auf 9 montierte Feststoffraketentriebwerke fallen.

Betrachten wir den Betriebsablauf der Motoren dieser Version der Trägerrakete während des Starts eines Satelliten in eine geostationäre Umlaufbahn. Beim Befehl „Start“ wird der Flüssigkeitsmotor des Mittelblocks (1. Stufe) eingeschaltet, der einen Schub von 912 kN entwickelt, und 6 Feststofftriebwerke, die einen zusätzlichen Schub von 942 kN erzeugen. Dadurch erhält die Rakete eine Anfangsbeschleunigung von 1,4 g. Nach 39 Sekunden, wenn die Feststoffraketenmotoren aufhören zu arbeiten, beschleunigt die Delta auf eine Geschwindigkeit von etwa 400 m / s und steigt auf eine Höhe von etwa 5 km (zu diesem Zeitpunkt hat die Nickkurve der Trägerrakete bereits begonnen und bietet eine „reibungsloser“ Start der Nutzlast in die erdnahe Umlaufbahn). Dann werden die drei verbleibenden Feststoffraketenmotoren eingeschaltet. Diese Arbeitsfolge wird durch die Notwendigkeit verursacht, die auf die Böden von Tanks mit flüssigen Kraftstoffkomponenten einwirkenden Überlastungen zu begrenzen.

Nach ~ 10 s, nachdem die letzten Feststoffraketen ihren Betrieb in einer Höhe von etwa 20 km eingestellt haben, werden alle neun Feststofftriebwerke gleichzeitig getrennt. Die Flüssigkeitsstufe funktioniert bis etwa zur 230. Flugsekunde. Gleichzeitig steigt die Trägerrakete auf 95 km und beschleunigt auf 5300 m/s. Durch die Trägheit bewegt sich "Delta" um einige Sekunden und steigt weitere 10 km, danach wird das LRE der zweiten Stufe zweimal im Abstand von 13 Minuten eingeschaltet. Nach insgesamt 300 s bei einem Schub von 46 kN bringt der angegebene LRE die Nutzlast auf eine Höhe von etwa 180 km und erreicht damit die erste Raumgeschwindigkeit.

Es folgt das Hochdrehen (zwecks Stabilisierung) und das Abtrennen der dritten Festtreibstoffstufe (zusammen mit dem Satelliten). Sein Triebwerk mit einem Schub von 67 kN schaltet sich in der 24. Flugminute ein und erhöht in 44 Sekunden Betrieb die Geschwindigkeit des Satelliten von 7,9 auf 10,25 km/s. In diesem Fall wird der Satellit auf einen Punkt über dem Äquator gebracht, der dem Perigäum der Umlaufbahn 185 x 35 790 km entspricht, mit einer Neigung zur Äquatorialebene von etwa 29° (das Apogäum entspricht dem gegenüberliegenden Punkt der Erdkugel). . Hier trennt sich der Satellit und geht mit Hilfe seines eigenen Raketentriebwerks selbstständig in eine geostationäre Umlaufbahn über. Wir werden diese letzte Phase des Fluges im entsprechenden Abschnitt betrachten (siehe Seite 49), aber kommen wir jetzt zurück zu Delta.

Reis. 10. Startfahrzeug "Delta"

Aus dem obigen Startschema ist leicht ersichtlich, dass die von Delta montierten Feststoffraketentriebwerke (und noch mehr jedes von ihnen einzeln) für einen relativ kleinen Bruchteil des gesamten Schubimpulses verantwortlich sind, der von allen Trägerraketentriebwerken entwickelt wird. Sie funktionieren für kurze Zeit und trennen sich in geringer Höhe. Wenn also im Space Shuttle MTKK und der Titan-Trägerrakete die entsprechenden Feststoffraketentriebwerke vollwertige Stufen bilden, dann ist c. "Delta" Sie liegen in ihren Eigenschaften zwischen Raketenstufen und Raketenverstärkern. Strukturell gehören diese Motoren zu den einfachsten Feststoffantriebsmotoren. Insbesondere tun sie das nicht. enthalten Geräte zur Änderung des Schubvektors, und die Flugsteuerung der Delta-Trägerrakete erfolgt über ein Flüssigkeitsantriebssystem der Zentraleinheit.

Seit 1968 werden in der dritten Stufe der Delta-Trägerrakete Feststoffraketentriebwerke der Star-37-Serie installiert, die auf der Basis des Surveyor-Raumfahrzeugbremsmotors entwickelt wurden. Sie enthalten Gehäuse mit einem Durchmesser von 935 mm aus Titanlegierung und "versenkte" Düsen. Zunächst wurde ein Feststoffraketentriebwerk mit Kugelkörper verwendet, das folgende Eigenschaften hatte: Gewicht 718 kg, davon 653 kg (d. h. 91 %) Mischbrennstoff Polybutadien - Ammoniumperchlorat - Aluminium, maximaler Schub 46,7 kN, spezifischer Impuls 2850 Frau. Bei einer Laufzeit von 44 s entwickelte das Triebwerk einen Gesamtschubimpuls von 1860 kN s, was einem durchschnittlichen Schub von 42 kN entspricht.

1972 wurde der Körper (und dementsprechend die Treibstoffladung) des Feststoffraketenmotors um 362 mm verlängert, indem ein mittlerer zylindrischer Abschnitt eingeführt wurde, in dessen Zusammenhang die Masse der Feststoffrakete um etwa 400 kg und der Treibstoff zunahmen Gehalt auf 92,6 % erhöht. Der Gesamtschubimpuls erreichte 2910 kN s; proportional dazu stieg der Schub (bis zu 66,7 kN), da die Dauer des Motors gleich blieb.

In diesem Zusammenhang ist es interessant, Feststoffraketentriebwerke mit Raketentriebwerken zu vergleichen. Wenn bei einem Antriebssystem mit einem LRE eine Erhöhung (Verringerung) der Kraftstoffzufuhr zu einer entsprechenden Erhöhung (Verringerung) der Lebensdauer des Triebwerks führt und sein Schub unverändert bleibt, dann bei einem Feststoffraketentriebwerk der gegenteilige Effekt wird beobachtet. Somit kann der Schub eines Feststoffraketentriebwerks durch einfache Längenänderung in erheblichem Maße verändert werden. Kraftstoff-Ladung. In dieser Hinsicht sind Sektions-Feststoffraketentriebwerke (ähnlich dem zuvor besprochenen SRM und UA-1205) „flexibel“: Durch Variieren der Anzahl der Sektionen können Sie leicht Triebwerke mit unterschiedlichem Schub erhalten.

Zum Abschluss der Diskussion über Probleme im Zusammenhang mit den Triebwerken der Delta-Trägerraketen stellen wir fest, dass dies in den Jahren 1977–1978 der Fall war. Es wurden neue Versionen des Festtreibstoff-Raketentriebwerks Star-37 entwickelt, in denen viele der neuesten Errungenschaften auf dem Gebiet der Festtreibstofftriebwerke implementiert wurden. Nun wenden wir uns der Betrachtung von in Frankreich hergestellten Weltraum-Festtreibstoffraketentriebwerken zu.

Feststoffraketenwerfer "Diamant". In der zweiten und dritten Stufe dieser Trägerrakete wurden Feststoffmotoren installiert, mit deren Hilfe mehrere französische Satelliten in den Jahren 1965-1975 gestartet wurden. (LRE wurde in der ersten Stufe der Rakete verwendet). "Diamant" ist die einzige in Frankreich hergestellte Trägerrakete. Wie die amerikanischen Trägerraketen wurde auch diese Trägerrakete einer Reihe von Verbesserungen unterzogen, um die Leistung zu steigern.

In der neuesten Version der "Diamond" wurden eindüsige Feststoffraketentriebwerke mit kurzen Glasfaserrümpfen mit einem Durchmesser von 1,5 (zweite Stufe) und 0,8 m (dritte Stufe) verwendet, die 4 bzw. 0,685 Tonnen Mischtreibstoff enthielten . Bei dem ersten dieser Feststoffraketentriebwerke wird eine Schubvektorsteuerung durch Einspritzen von Freon in die Düse bereitgestellt, wodurch es möglich wird, den Flug der Rakete in der Nick- und Steuerebene zu steuern. Dieses Triebwerk läuft 62 Sekunden lang mit einer konstanten Schubkraft von 180 kN. Die entsprechenden Parameter für den Feststoffraketenmotor der dritten Stufe „Diamant“ sind 46 s und ~ 30 kN (gemittelter Wert). Wie der Feststoffraketenmotor der zweiten Stufe enthält dieses Triebwerk eine feststehende Düse mit einem Graphithals, aber es hat keine Schubvektorsteuervorrichtungen.

Von Abb. 1, auf der dieses Feststoffraketentriebwerk vorgestellt wurde, ist zu erkennen, dass in seiner Treibstoffladung ein zentraler runder Kanal mit Querschlitzen vorhanden ist. Diese Ladungskonfiguration sorgt für eine konstante Verbrennungsoberfläche und dementsprechend für einen konstanten Schub des Motors während des Betriebs. Die genauen Abmessungen des inneren Hohlraums der Ladung werden durch maschinelle Bearbeitung bereitgestellt.

Kraftstoff macht 91 % des Bruttomotorgewichts aus und hat folgende Zusammensetzung: 60 % Kaliumperchlorat, 21 % Polyurethan, 19 % Aluminium (gerundete Werte). Die Verwendung dieses relativ ineffizienten Treibstoffs ermöglichte es, einen spezifischen Impuls eines Feststoffraketentriebwerks von nur etwa 2730 m/s zu erhalten. Für den Feststoffraketenmotor der zweiten Stufe der Trägerrakete "Diamant" (wo auch Polyurethantreibstoff verwendet wurde) ist dieser Parameter noch geringer - etwa 2680 m / s.

Es sei darauf hingewiesen, dass die Triebwerke der Rakete "Diamond" den Erfolg Frankreichs auf dem Gebiet der Feststoffraketentriebwerke nicht vollständig widerspiegeln. So werden beispielsweise in in diesem Land hergestellten ballistischen Langstreckenraketen Feststoffraketentriebwerke mit Treibstoffladungen verwendet, deren Masse 16 Tonnen erreicht und deren Brenndauer 76 Sekunden beträgt. 1969 demonstrierte ein französisches Unternehmen auf der Ausstellung eine Versuchsladung mit einem Durchmesser von 3 m.

Viele moderne Errungenschaften auf dem Gebiet der Feststoffraketentriebwerke wurden in einem Feststofftriebwerk umgesetzt, das kürzlich gemeinsam von Spezialisten aus Frankreich, Italien und Deutschland für den Einsatz in Raumfahrzeugen seit 1980 entwickelt wurde. Dieses Feststoffraketentriebwerk mit einer Gesamtmasse von 692 kg entwickelt einen Gesamtschubimpuls von 1900 kN s und einen spezifischen Impuls von über 2890 m/s. Bevor wir jedoch zu den Triebwerken der Raumfahrzeuge übergehen, betrachten wir die Triebwerke mehrerer weiterer Trägerraketen.

Feststoffraketenmotor "Vaksuing". Dieser Motor, dargestellt in Abb. 11, wurde auf der dritten Stufe der englischen Trägerrakete Black Arrow eingesetzt, mit deren Hilfe 1971 der erste englische Prospero-Satellit gestartet wurde. Obwohl Waxing und ähnliche Motoren nicht weit verbreitet sind, wird die Betrachtung dieses Feststoffraketenmotors ein vollständigeres Bild der möglichen Konstruktionen von Weltraum-Feststoffraketenmotoren, ihrer Merkmale und Probleme liefern, die während ihrer Herstellung gelöst wurden.

Das Vaxwing-Feststoffraketentriebwerk verwendet einen Körper in Form eines dünnwandigen (0,6–0,8 mm) Stahlbehälters mit einem Durchmesser von 712 mm. Der Motor enthält 312 kg nicht ganz gewöhnlichen gemischten Kraftstoff. Es besteht aus Ammoniumperchlorat (63 %), Ammoniumpikrat (14 %), Aluminium (12 %) und plastifiziertem Polyisobutylen-Brennstoffbindemittel (11 %). Dieser Brennstoff ist insofern ungewöhnlich, als die Herstellung einer Charge daraus auf das Mischen dieser Komponenten bis zum Zustand einer dicken Paste (mit einer Dichte von 1,77 g/cm 3 ) reduziert wird, deren anschließendes Aushärten nicht durchgeführt wird. Bei einer Temperatur von 60 °C wird die Brennstoffmasse so plastisch, dass sie unter Vakuum in den Körper des Feststoffraketenmotors eingefüllt werden kann.

Nach dem Laden wird eine profilierte Nadel in den Kraftstoff eingeführt, um einen internen Verbrennungskanal zu bilden. Durch Erzeugung eines entsprechenden hydrostatischen Drucks wird die Ladung fest an den Körper gepresst, der zuvor mit einer wärmeisolierenden Schicht (gefülltes Chlorsulfon-Polyethylen) und einer Klebemasse (Nitrilkautschuk) bedeckt ist.

Das Antriebssystem mit Feststoffraketentriebwerk „Veksuing“ hat eine Masse von 352 kg (Treibstoff macht 89 % dieses Wertes aus) und arbeitet 37 s lang, wobei es einen spezifischen Impuls von etwa 2710 m/s entwickelt. Während der ersten 15 s nimmt der Festtreibstoffschub allmählich zu und erreicht ~ 29 kN (in diesem Fall steigt der Druck in der Kammer auf ~ 2,8 MPa), danach nimmt er allmählich ab. Die Schöpfer von Vaksuing befürchteten, dass die bei geringer Belastung elastisch genug pastöse Treibstoffladung unter dem Einfluss von Beschleunigungen während des Betriebs der Triebwerke der ersten und zweiten Stufe der Trägerrakete „fließen“ würde. Entsprechende Versuche zeigten jedoch, dass die gefährliche Überlastung die tatsächliche deutlich übersteigt.

Reis. 11. Feststoffraketenmotor „Veksuing“

Bei der Entwicklung des Vexwing-Feststoffraketentriebwerks musste die Möglichkeit einer Notabschaltung für den Fall vorgesehen werden, dass die Trägerrakete die sichere Zone der Deponie überschreitet. Zu diesem Zweck wurde im vorderen Boden des Rumpfes eine ringförmige Sprengladung platziert, bei deren Detonation ein Loch mit einem Durchmesser von etwa 200 mm in den Boden geschnitten wird. In diesem Fall fällt der Arbeitsdruck im Motor schnell ab und die Verbrennung des Kraftstoffs stoppt.

Beim Start des Satelliten schaltete sich der Waxwing-Motor am Apogäum der mittleren Umlaufbahn ein und sorgte für die Überführung des Satelliten in eine zirkumpolare Umlaufbahn. Nach der Trennung des Satelliten bewegte sich die Raketenstufe jedoch weiter aufgrund des Auslaufens von Pyrolyseprodukten hocherhitzter wärmeisolierender Materialien aus dem Feststoffraketentriebwerk. Infolgedessen überholte die Bühne den Satelliten und beschädigte die Telemetrieantenne während der Kollision. Diese Tatsache ist eine der vielen "Überraschungen", die bei der Herstellung und Verwendung von Weltraum-Feststoffraketentriebwerken berücksichtigt werden müssen.

Triebwerke von Vollfeststoff-Trägerraketen. Die Beschleunigung dieser drei- und vierstufigen Raketen erfolgt ausschließlich mit Hilfe von Feststoffraketentriebwerken, die an allen Stufen verbaut sind. Bei der Entwicklung solcher Trägerraketen bestand das ultimative Ziel darin, solche Mittel zu schaffen, um Nutzlasten in den Weltraum zu bringen, die nicht sehr teuer in der Herstellung und einfach zu handhaben wären und keine komplexen Startkomplexe und umfangreiche Vorbereitungen vor dem Start erfordern würden. Von entscheidender Bedeutung, um all dies zu erreichen, war die Wahl für alle Stufen der Trägerrakete von kleinen und einfach in der Konstruktion marschierenden Feststoffraketentriebwerken.

Die betrachteten Trägerraketen zeichnen sich durch kleine Abmessungen aus und sind anderen modernen Trägerraketen in Bezug auf die Startmasse und dementsprechend die Nutzlastmasse deutlich unterlegen. Wir werden der amerikanischen vierstufigen Scout-Trägerrakete, die seit 1960 in Betrieb ist, die größte Aufmerksamkeit widmen. Ursprünglich betrug die Startmasse dieser Trägerrakete 16 Tonnen und sie konnte einen Satelliten mit einer Masse von 45 kg hineinsetzen eine erdnahe Umlaufbahn mit einer Höhe von 280 km. Seit Beginn ihres Einsatzes wurde die Scout-Trägerrakete immer wieder leistungssteigernd aufgerüstet, wobei auch einzelne Feststoffraketenmotoren modifiziert oder durch neue, fortschrittlichere Modelle ersetzt wurden.

In der modernen Version der Trägerrakete mit einem Startgewicht von 21,4 Tonnen ist sie in der Lage, eine Nutzlast von 181 kg in eine erdnahe Umlaufbahn in 560 km Höhe zu befördern. Die Höhe der Trägerrakete beträgt 23 m, der maximale Durchmesser des Rumpfes beträgt 1,13 m. Stufe).

Diese Motoren haben keine Vorrichtungen zum Ändern des Schubvektors, und die Scout-Trägerrakete wird von aerodynamischen und Gasrudern gesteuert, die in der ersten Stufe installiert sind, und festen Raketentriebwerken mit niedrigem Schub, die in den nachfolgenden Stufen installiert sind. Darüber hinaus werden in der zweiten und dritten Stufe LREs verwendet, die mit den Zersetzungsprodukten von Wasserstoffperoxid arbeiten, und in der vierten - Hilfs-Feststoffraketentriebwerke, die den Stufen eine Drehbewegung um die Längsachse verleihen.

Von den Träger-Feststoffraketentriebwerken der Scout-Rakete betrachten wir im Detail das FW-4-Triebwerk, das 1965–1973 in der vierten Stufe eingesetzt wurde. Es hat einen zylindrischen Körper mit einem Durchmesser von 508 mm, das Leergewicht des Motors beträgt ~300 kg. Außerdem fallen 91 % dieser Masse auf gemischten Kraftstoff, der Ammoniumperchlorat, ein Copolymer aus Butadien, Acrylnitril, Acrylsäure und Aluminium, enthält.

Im Anfangsteil der Brennstoffladung wird die Brennfläche durch einen zentralen zylindrischen Kanal gebildet, dann folgt ein ringförmiger Querschlitz und wieder ein axialer runder Kanal, der in ein sich erweiterndes konisches Loch übergeht. Der genannte Spalt erfüllt eine Doppelfunktion: Er kompensiert thermische Spannungen, die auftreten, wenn sich die Lagerbedingungen von Feststoffraketenmotoren ändern, und sorgt für die richtige Art der Schubänderung: In den ersten 11 s des Betriebs steigt er ungleichmäßig von 21 an auf 30 kN und nimmt in den nächsten 19 s allmählich ab. Der durchschnittliche (während der Betriebszeit) Druck in der Feststoffraketenkammer beträgt 5,3 MPa.

Die aus der Düse austretenden Verbrennungsprodukte entwickeln einen spezifischen Impuls von 2805 m/s. Die Düse ist über einen wärmeisolierten Flansch aus Aluminiumlegierung am Gehäuse befestigt. Der Düsenhals wird von einem Graphitring gebildet, und der sich erweiternde Teil wird von einem konischen Edelstahlmantel (Dicke 0,25 mm) gebildet, der von innen durch ein Graphitgewebe (im Anfangsabschnitt) und Silizium-Phenol-Material geschützt ist.

Das FW-4-Motorgehäuse ist durch eine Wärmedämmschicht aus mit Siliziumoxid gefülltem Nitrilkautschuk vor Durchbrennen geschützt. Der Körper selbst mit einer zylindrischen Wandstärke von 2 mm besteht aus Fiberglas, also einem Material auf Basis von Glasfasern und einem Polymerbinder (in diesem Fall Epoxid), und dies ist ein bemerkenswertes Merkmal des FW-4 im Vergleich zum Vorgänger gilt als SRM und UA-1205.

Die gebräuchlichste Methode zur Herstellung von Glasfaserrümpfen besteht darin, ein mit Harz imprägniertes kontinuierliches Glasband um einen rotierenden Dorn zu wickeln. Die gewickelte Struktur wird einer thermischen Aushärtung unterzogen, wonach der Dorn aus dem Körper entfernt wird; zu diesem Zweck ist es entweder zusammenlegbar oder zerstörbar (zB aus Gips). Die Verwendung von Kunststoffgehäusen in Feststoffraketentriebwerken ist mit der Notwendigkeit verbunden, eine Reihe spezifischer Probleme zu lösen, von denen eines eine signifikante Änderung der geometrischen Abmessungen der Struktur bei Belastung mit ihrem Arbeitsdruck ist, was durch den erhöhten Arbeitsdruck erklärt wird (im Vergleich zu Metallen) Verformung von Kunststoffen.

Beim Testen des FW-4 wurde beispielsweise das folgende Problem festgestellt, das für diesen Motor spezifisch ist. Unmittelbar vor dem Start des Sustainer-Feststoffraketentriebwerks wird die vierte Stufe der Scout-Trägerrakete (mit Hilfe der oben erwähnten Hilfs-Feststoffraketentriebwerke) auf 120–160 U / min hochgefahren, um sie zu stabilisieren. Einige Nutzlasten werden nicht von der Stufe getrennt, und wenn nach dem Ende des Hauptfeststoffraketentriebwerks der Nutzlastrotationsverzögerungsmechanismus aktiviert wird, wird das Triebwerksgehäuse zusätzlichen Belastungen ausgesetzt. Prüfstandstests der ersten FW-4-Proben mit simulierter Rotation zeigten, dass diese Belastungen zu einer Delamination von Glasfaserrümpfen führen können, die aus einer inneren Schicht aus spiralförmiger Wicklung und einer äußeren Schicht aus quer (ringförmiger) Wicklung bestehen. Daher wurden Gehäuse hergestellt, indem die eine und die andere Wicklung abwechselnd hergestellt wurden.

Verstärkte Kunststoffe werden weithin als Konstruktionsmaterial für Rümpfe moderner Weltraum-Festtreibstoffraketentriebwerke verwendet. Im Vergleich zu Metall haben Kunststoffkoffer eine geringere Masse, was durch die höhere spezifische Festigkeit von Kunststoffen erklärt wird. Dieser Parameter ist definiert als das Verhältnis von Zugfestigkeit zu Materialdichte. Vor der Einführung des Internationalen Einheitensystems (SI) wurde anstelle der Dichte das spezifische Gewicht verwendet, in diesem Fall hatte die angegebene Größe die Dimension der Länge. In dieser früheren Dimension beträgt die spezifische Festigkeit von Stählen, die in SRM- und UA-1205-Motoren verwendet werden, 20 km, und von Glasfasern, die in FW-4 verwendet werden, beträgt sie etwa 50 km.

Die moderne technologische Ausrüstung ermöglicht die Herstellung von Kunststoffgehäusen ohne Verbindungselemente im Ganzen und gewährleistet die Stabilität ihrer Eigenschaften. Durch Wickeln der Fasern in unterschiedlichen Winkeln und Auswählen der geeigneten Anzahl von Fasern an bestimmten Stellen wird die gleichmäßige Festigkeit der Struktur des hergestellten Körpers erreicht. All dies ermöglicht es, die hohen Festigkeitseigenschaften von Kunststoffen optimal zu nutzen.

Aufgrund der hohen Produktivität technologischer Prozesse und der relativ geringen Rohstoffkosten sind Festkörperraketentriebwerke aus Glasfaser (dieser Kunststoff hat die größte Verwendung gefunden) nicht viel teurer als Metallgehäuse. Zunächst einmal ist es vorteilhaft, Kunststoffe für Motoren der oberen Stufen von Trägerraketen und im Weltraum operierenden Fahrzeugen zu verwenden, wo eine Verringerung der Masse der Struktur die maximale Erhöhung der Masse der Nutzlast ergibt.

Zum Abschluss der Beschreibung der Triebwerke der Scout-Trägerrakete sei darauf hingewiesen, dass am 3. Juni 1979 der 100. Start dieser Rakete stattfand. Zu diesem Zeitpunkt wurden 95 Starts erfolgreich durchgeführt, davon 37 in Folge (im Zeitraum 1967–1975). Letztere Zahl ist ein Rekord für ausländische Trägerraketen.

Außer in den Vereinigten Staaten wurden auch in Japan und Indien Vollfeststoff-Trägerraketen entwickelt. Seit 1974 werden in Japan verschiedene Varianten der dreistufigen Trägerraketen der Mu-Serie eingesetzt. Ihr Merkmal ist das Vorhandensein von montierten Festtreibstoff-Boostern in der ersten Stufe, die für kurze Zeit zusätzlich zum Haupttriebwerk der Festtreibstoffrakete Schub erzeugen. Als Beispiel geben wir die Eigenschaften von Motoren für eine der Varianten des LV der Mu-Serie (mit einem Startgewicht von 42 Tonnen) an: Schub der Hauptfeststoffraketenmotoren (gemäß der Einschaltreihenfolge ) - 867, 279 und 57 kN, Betriebszeit - bzw. 61, 69 und 53 mit. Diese Trägerrakete verwendet 8 Booster mit einem Durchmesser von 0,3 m und einem Schub von 95 kN, die 8 s lang betrieben werden.

Somit beträgt der Startschub der Trägerrakete fast 1630 kN und die Trägerrakete startet mit einer Beschleunigung von etwa 4 g. In den letzten Jahren wurden in den ersten beiden Stufen der Trägerraketen der Mu-Serie Träger-Feststoffraketentriebwerke verwendet, die mit Schubvektor-Steuersystemen ausgestattet waren (insbesondere wird eine Flüssigkeitseinspritzung in die Düse verwendet); die dritte Stufe wird durch Rotation stabilisiert. Die Trägerraketen haben eine Höhe von bis zu 25 m bei einem maximalen Rumpfdurchmesser von 1,4 m (ohne Booster); Startgewicht übersteigt 50 Tonnen.

Ein Analogon der Originalversion der Scout-Rakete war eine Trägerrakete mit Feststofftreibstoff, die kürzlich in Indien entwickelt wurde. Diese vierstufige Rakete hat eine Höhe von 23 m bei einem maximalen Körperdurchmesser von 1 m. Bei einem Startgewicht von 17 Tonnen soll sie 40 kg Nutzlast in eine erdnahe Umlaufbahn in 400 km Höhe bringen. Der Start dieser im August 1979 hergestellten Trägerrakete war erfolglos.

Feststoffraketentriebwerke von Raumfahrzeugen. Betrachten wir zunächst Feststoffantriebe, die weit verbreitet sind, um einen letzten Schubimpuls zu erzeugen, wenn ein Raumschiff in erdnahe Umlaufbahnen gestartet wird, was große Energiekosten erfordert, und um interplanetare Flugbahnen zu erreichen. Beispielsweise waren die meisten der bisher gestarteten geostationären Satelliten mit nicht abnehmbaren Feststoffraketentriebwerken ausgestattet, die direkt in das Design des Raumfahrzeugs einbezogen wurden.

Zuvor haben wir die Abfolge der Operationen während des Starts eines geostationären Satelliten betrachtet und uns auf den Moment beschränkt, in dem die letzte Stufe der Trägerrakete aufhörte zu arbeiten und der Satellit dementsprechend in die geostationäre Übertragungsbahn eintrat. Versuchen wir nun, die Eigenschaften eines an Bord befindlichen Festtreibstoff-Festtreibstoffsatelliten zu berechnen, wenn aus der Berechnung der Flugbahn bekannt ist, dass zur Vollendung des Endmanövers des Satelliten eine zusätzliche Geschwindigkeit gemeldet werden muss ? v? 1840 m/s. Der entsprechende Beschleunigungsimpuls wird am Apogäum der Transferbahn erzeugt, und in diesem Fall wird das an Bord befindliche Feststoffraketentriebwerk als Apogäum bezeichnet.

Stellen wir zusätzlich folgende Ausgangsdaten ein: Die Masse des Satelliten im Moment der Trennung von der Raketenstufe beträgt 1000 kg, der spezifische Impuls des Feststoffraketentriebwerks ( ich y) 2850 m/s, Feststoffvorrat 90 % der Gesamtmasse der Feststoffraketenmotoren. Wir verwenden die bekannte Tsiolkovsky-Formel, die wir für unseren Fall in der Form schreiben: ? v = ich y ln[( M T+ M K+ M PG)/( M K+ M PG)], wo M T ist die Masse des Kraftstoffs, M K ist die Masse des Feststoffraketentriebwerksdesigns, M PG - Nutzlastmasse (d. h. Satellit ohne Feststoffraketen). Setzt man die Anfangsdaten in diese Formel ein, erhält man folgende (gerundete) Werte (in Kilogramm): M T = 465, M K = 50, M PG = 485 (die Summe dieser Zahlen ist 1000). Werte weiter multiplizieren M T und ich j, erhalten wir den Gesamtschubimpuls des Feststoffraketentriebwerks: 1325 kN s.

Grundsätzlich kann dieser Wert sowohl durch kurzzeitige Wirkung einer großen Schubkraft als auch durch langzeitige Wirkung einer kleinen Schubkraft realisiert werden. Bei der Auswahl bestimmter Parameter eines Feststoffraketentriebwerks müssen die zulässigen Überlastungen der Struktur des gesamten Raumfahrzeugs und seiner einzelnen Elemente sowie die ballistischen Eigenschaften des verwendeten Festbrennstoffs und die Druckeinwirkung berücksichtigt werden die Brennkammer von der Masse der Struktur, von den Abmessungen und dem spezifischen Impuls usw. Letztendlich ergibt sich als charakteristische Betriebszeit für ein an Bord befindliches Feststoffraketentriebwerk etwa 40 s, was bei dem obigen Wert der Gesamtwert ist Impuls, entspricht einer (über die Betriebszeit) gemittelten Schubkraft von ~30 kN. Diese Parameter sind von der gleichen Größenordnung wie für die Triebwerke der Oberstufe der Trägerrakete Delta, die wir im entsprechenden Abschnitt betrachtet haben.

Auch in Design und Aussehen unterscheiden sich Feststoffraketentriebwerke von Raumfahrzeugen nicht von den Triebwerken der Oberstufen der Trägerrakete. Diese und andere Feststoffraketentriebwerke können also durchaus der gleichen Triebwerksklasse zugerechnet werden, zumal die Feststoffoberstufen meistens eingeschaltet werden, nachdem sie die erste kosmische Geschwindigkeit erhalten haben, d.h. sie können als eigenständige Raumfahrzeuge betrachtet werden . Dazu gehören auch Feststoffraketentriebwerke von Oberstufen – Unified Raketenstufen, die ebenfalls in erdnahen Umlaufbahnen enthalten sind und als Teil verschiedener Trägerraketen sowohl zum Starten von Satelliten als auch zum Beschleunigen automatischer interplanetarer Stationen eingesetzt werden können.

Insbesondere die uns bereits bekannten Triebwerke vom Typ Star-37 wurden in den oberen Stufen weit verbreitet: 1060 kg Festtreibstoff, danach erhöhte sich die Geschwindigkeit des Raumfahrzeugs um 2 km/s. Diese Blöcke wurden mit Mikromotoren stabilisiert, die mit flüssigem Monotreibstoff (Hydrazin) betrieben wurden.

Feststoffraketenmotoren werden auch an Bord von Raumfahrzeugen und in automatischen interplanetaren Raumfahrzeugen verwendet, wo sie als Bremsmotoren wirken, die einen relativ kleinen Schubimpuls entwickeln. Nach Abschluss der Arbeiten werden diese Feststoffraketenmotoren vom Raumfahrzeug getrennt.

1961–1962 In das Ranger-Raumschiff wurde ein Bremsfeststoffraketentriebwerk mit einem Schub von etwa 23 kN und einer Masse von 95 kg (mit einem Kunststoffkörper) eingebaut, um die Geschwindigkeit des auf die Mondoberfläche fallenden Instrumentenbehälters zu dämpfen (Abb. 12 ). Der Motor sollte sich in einer Höhe von 16 km einschalten und 10 s lang auf eine Höhe von 330 m laufen, dann sollte der kugelförmige Behälter des Rangers im freien Fall fallen und mit einer Geschwindigkeit von 33 m/s auf den Mondboden aufschlagen, um sicherzustellen die Sicherheit wissenschaftlicher Instrumente. Aus verschiedenen technischen Gründen endeten die Starts aller Ranger-Raumfahrzeuge des angegebenen Typs mit einem Fehlschlag. Aber die Flüge waren 1966-1968 erfolgreich. mehrere Surveyor-Raumschiffe, die mit einem an Bord befindlichen Feststoffraketentriebwerk auf der Mondoberfläche landeten. Dieser Feststoffmotor kommt in seinen Parametern seiner Modifikation nahe, die später als Teil der Delta-Trägerrakete zum Einsatz kam.

Während der Landung der Raumschiffe Mercury (1962–1963) und Gemini (1965–1966) sorgten Feststofftriebwerke für ihren Abstieg aus der erdnahen Umlaufbahn auf die Abstiegsbahn. Das Bremsantriebssystem des Mercury-Raumfahrzeugs enthielt drei Feststoffraketentriebwerke (Abb. 13) mit einem Gehäusedurchmesser von 300 mm, einer Schubkraft von jeweils 4,45 kN und einer Betriebszeit von 10 s. Die Aufnahme dieser Motoren (ihre Position wurde in Abb. 5 gezeigt) wurde vom Kosmonauten selbst mit Hilfe von durchgeführt manuelles System Management.

Reis. 12. Feststoffraketentriebwerk des Raumfahrzeugs Ranger-3:

1 - Spinndüse; 2 - Körper von Feststoffraketenmotoren; 3 - Festtreibstoffraketenmotor bremsen

Reis. 13. Bremsfeststoffraketentriebwerk des Raumfahrzeugs "Mercury"

Die Bremse "Gemini" bestand aus vier Feststoffraketenmotoren mit kugelförmigen Gehäusen (aus Titanlegierung) mit einem Durchmesser von ~ 320 mm und einem Anfangsgewicht von 31 kg. Festtreibstoff-Raketentriebwerke wurden mit gemischtem Brennstoff ausgestattet, der Ammoniumperchlorat, Polysulfid-Brennstoffbindung und Aluminium enthielt. Bei der Verbrennung dieses Brennstoffs wurde ein Schub von etwa 11 kN entwickelt. Anders als bei „Mercury“ auf der „Gemini“ wurden die bremsenden Feststoffraketentriebwerke nicht gleichzeitig, sondern sequentiell – nacheinander – zugeschaltet:

Als Backup war auch im Voskhod-Raumschiff (1964–1965) eine Festtreibstoff-Bremseinheit vorgesehen: Sie sollte bei Ausfall der Flüssigkeitsanlage (die sich jedoch als zuverlässig erwies) eingeschaltet werden.

In den 1970er Jahren wurden bremsende Feststoffraketentriebwerke in Raumfahrzeugen zur Erforschung von Mars und Venus eingesetzt. Auf Seite 28 wurde einer dieser Motoren erwähnt, der die Überführung von Fahrzeugen sowjetischer Abstammung sicherstellte. SC "Mars-2" und "Mars-3" von der Flugbahn des Vorbeiflugs bis zur Flugbahn des Rendezvous mit dem Planeten. Dieses Feststoffraketentriebwerk mit einer Schubkraft von 4 kN und einer Betriebszeit von 55 s wurde in Abb. 7 als Teil des Raumfahrzeugs. Kürzlich, im Dezember 1978, sorgte ein an Bord befindliches Feststoffraketentriebwerk mit einem Schub von 18 kN dafür, dass das amerikanische Raumschiff Pioneer-Venus-1 (Anfangsmasse von 550 kg) von einer Vorbeiflugbahn auf die Umlaufbahn der Venus gebracht wurde, während die Umlaufbahn geändert wurde Raumfahrzeuggeschwindigkeit um 1060 m/s. Der kugelförmige Motorkörper mit einem Durchmesser von 622 mm enthielt etwa 200 kg Festbrennstoff, der in etwa 30 s verbraucht wurde. Dasselbe Feststoffraketentriebwerk wurde zuvor als Apogäums-Bordtriebwerk der geostationären Skynet-Satelliten verwendet.

PERSPEKTIVEN FÜR DIE ENTWICKLUNG VON SPACE SRM

Forschungsrichtungen und erzielte Ergebnisse. Zunächst sind die Arbeiten im Zusammenhang mit der Modifizierung vorhandener oder der Suche nach neuen Festtreibstoffen zu nennen. Gleichzeitig wurde besonderer Wert auf Möglichkeiten zur Verbesserung der Eigenschaften von Kraftstoffen gelegt. Die Entwicklung von Kraftstoffzusammensetzungen ist eine komplexe Aufgabe, denn sehr oft bewirken Faktoren, die eine Qualität verbessern, eine unerwünschte Veränderung einer anderen.

In den kommenden Jahren scheinen die Möglichkeiten zur Steigerung des spezifischen Impulses von Feststoffraketentriebwerken durch den Einsatz effizienterer Treibstoffe eher begrenzt zu sein. Die größte Zunahme dieses Parameters, etwa 200 m/s (dh 7 %), kann von der Verwendung von metallisierten Brennstoffen erwartet werden, die Beryllium anstelle von Aluminium enthalten. Die Erhöhung des spezifischen Impulses erklärt sich in diesem Fall durch eine Verringerung des Molekulargewichts des Kraftstoffs (da es für Beryllium dreimal geringer ist als für Aluminium) in Kombination mit einer Erhöhung seiner Verbrennungstemperatur. Bis heute wurden Proben von Feststoffraketenmotoren, die mit berylliumhaltigem Brennstoff betrieben werden, erstellt und getestet, aber ihre weit verbreitete Einführung wird durch die extrem hohe Toxizität von Beryllium (und dementsprechend von Brennstoffverbrennungsprodukten) behindert. außerdem ist Beryllium teuer. Der angegebene Treibstoff wird also offenbar nur in relativ kleinen Feststoffraketentriebwerken Anwendung finden, deren Einbau im Weltraum bereits ins Auge gefasst wird.

Eine weitere Erhöhung des spezifischen Impulses um etwa weitere 200 m/s konnte durch Verwendung seines Hydrids (BeH 2 ) anstelle von Beryllium erreicht werden. Dies wird jedoch (zusätzlich zur Toxizität) durch die chemische Instabilität der Verbindung („Austreten“ von Wasserstoff während der Lagerung) und die Schwierigkeit, ausreichend dichte Formulierungen herzustellen, behindert. Es ist zu beachten, dass die von uns betrachteten neuen metallhaltigen Kraftstoffe durch einen geringeren spezifischen Impuls mit geringerer Dichte gekennzeichnet sind (was ein Nachteil ist), da Beryllium in diesem Parameter Aluminium fast 1,5-mal unterlegen ist und Berylliumhydrid mehr als 4 mal schlechter.

Die energetischen Eigenschaften fester Brennstoffe können durch die Verwendung von aktiveren Oxidationsmitteln und brennbaren Bindemitteln verbessert werden. Die Verwendung von Nitroniumperchlorat NO 2 ClO 4 im Mischbrennstoff (anstelle von Ammoniumperchlorat, das fast halb so viel Sauerstoff enthält) bringt laut Berechnung eine Steigerung des spezifischen Impulses auf bis zu 300 m/s. Die Verwendung dieses neuen Oxidationsmittels wird jedoch durch seine Hygroskopizität, schlechte Kompatibilität mit etablierten Bindemitteln und Explosivität behindert. Um die Empfindlichkeit von Nitroniumperchlorat gegenüber äußeren Einflüssen zu verringern, wird insbesondere vorgeschlagen, es mit gasförmigem Ammoniak zu behandeln, wodurch sich eine "passive" Oberflächenschicht aus Ammoniumperchlorat bildet. Hohe Empfindlichkeit verhindert den Einsatz in Mischbrennstoffen und Fluoramin-Bindemitteln mit F-, N-, H-Atomen; hinsichtlich des spezifischen Impulses wären solche Kraftstoffe modifizierten dibasischen Kraftstoffen, die HMX enthalten, gleichwertig.

Ebenso wie die Erhöhung des spezifischen Impulses können auch andere Eigenschaften von Festtreibstoffen verbessert werden: Dichte, mechanische Eigenschaften, Stabilität, Herstellbarkeit. Eine wünschenswerte Eigenschaft eines festen Brennstoffs ist seine Polymerisierbarkeit bei normaler Temperatur. Dadurch ist es möglich, den technologischen Prozess der Herstellung von Feststoffraketentriebwerken und der dabei verwendeten Ausrüstung zu vereinfachen sowie thermische Spannungen in der Treibstoffladung (die während der Polymerisation bei erhöhten Temperaturen auftreten) zu vermeiden. Zu diesem Zweck wurden verschiedene Katalysatoren vorgeschlagen, mit deren Einführung gleichzeitig die mechanischen Eigenschaften der Beschickung verbessert werden.

Als wirkungsvoll wird auch der Einsatz von sogenannten multifunktionalen und komplexen Additiven angesehen, die es ermöglichen, feste Brennstoffe mit einer bestimmten, optimalen Eigenschaftskombination zu erhalten. Der gewünschte Effekt kann auch durch Veränderung der Struktur bekannter Komponenten, durch neue Verfahren zu ihrer Herstellung oder Verarbeitung sowie durch Änderung der chemischen Technologie der Kraftstoffaufbereitung erreicht werden.

Um einen langfristigen Betrieb von Feststoffraketentriebwerken ohne Verschlechterung der Anfangseigenschaften zu gewährleisten, ist die Entwicklung von erosionsbeständigen Struktur- und Hitzeschutzmaterialien sowie Verfahren zur Herstellung von Teilen daraus von großer Bedeutung. Dies gilt insbesondere für einen so beanspruchten Teil des Feststoffraketentriebwerks wie den Düsenhals. Bis vor kurzem wurden für die Hälse großer Feststoffraketentriebwerke, die für den Langzeitbetrieb und die Verwendung von Hochleistungstreibstoffen ausgelegt sind, Ringe aus pyrolytischem Graphit in Kombination mit anderen Teilen oder aus Band gewickeltem Graphitgewebe verwendet. Die erste Struktur neigt während des Betriebs zum Delaminieren, und die zweite unterliegt einer erheblichen Erosion.

Die kürzlich geschaffenen Düsen sind frei von diesen Mängeln, deren Hälse durch Wickeln eines Kohlenstoff-Kohlenstoff-Materials (hier sowohl Verstärkungsfasern als auch ein Kohlenstoffbindemittel) hergestellt werden, wobei Gewebe mit einer dreidimensionalen (dreidimensionalen) Orientierung verwendet werden Fasern. Die so erhaltenen Teile nehmen sowohl thermische als auch mechanische Belastungen (Gasdruck) auf. Die Zuverlässigkeit und hohe Erosionsbeständigkeit des neuen Designs wurden durch Tests von experimentellen Feststoffraketenmotoren bestätigt. Sie zeigten, dass die Düse Verbrennungsprodukten von Mischbrennstoff mit 18 % Aluminiumgehalt für 150 s erfolgreich widerstehen kann: Die durchschnittliche Rachenerosionsrate übersteigt 0,04–0,05 mm/s nicht. Dieser Umstand eröffnet weitreichende Möglichkeiten für den Einsatz neuer, effizienterer Brennstoffe in Feststoffraketentriebwerken und zur Verlängerung der Betriebsdauer von Feststoffraketentriebwerken.

Ein erheblicher Teil (40–50%) der Masse der Struktur des Feststoffraketentriebwerks fällt auf den Rumpf. Daher wird der Erhöhung der Festigkeit von Baumaterialien viel Aufmerksamkeit geschenkt. Die Eigenschaften gemeisterter Metalllegierungen können durch geeignete Wärmebehandlung verbessert werden. Die Verwendung neuer Metalllegierungen und technologischer Verarbeitungsmethoden wird jedoch durch wirtschaftliche Einschränkungen behindert: Es ist zu beachten, dass nicht nur die Energieparameter von Feststoffraketenmotoren steigen, sondern auch ihre Kosten.

Weitere Perspektiven zur Verbesserung von Feststoffraketenmotoren eröffnen sich im Zusammenhang mit der Verwendung von Strukturmaterialien aus Organokunststoffen in Feststoffraketenmotoren. Diese Kunststoffe mit verstärkenden Füllstoffen in Form von organischen Fasern haben höhere mechanische Eigenschaften bei geringerer Dichte als glasfaserverstärkte Kunststoffe. Die spezifische Festigkeit bereits verwendeter organischer Kunststoffe mit einem Epoxid-Bindemittel beträgt etwa 75 km. Es ist geplant, diesen Indikator in naher Zukunft auf 90-100 km zu bringen, indem die Eigenschaften von Verstärkungsfasern verbessert und die besten Harzbindemittel verwendet werden. Das letztere Verfahren kann auch die Widerstandsfähigkeit von Kunststoffen gegen Scherung zwischen den Schichten erhöhen und folglich die Größe und das Gewicht der Verbindungsteile der Struktur reduzieren. Der Nachteil moderner Organokunststoffe sind ihre relativ (im Vergleich zu Glasfaser) hohen Kosten. Da diese Materialien jedoch weiter verbreitet verwendet werden, werden ihre Kosten stetig sinken.

In den letzten Jahren wurden auf dem Gebiet der Wärmedämmstoffe erhebliche Fortschritte erzielt: Es wurden Zusammensetzungen geschaffen und verwendet, die sich durch eine erhöhte Erosionsbeständigkeit bei verringerter (um 10–15%) Dichte auszeichnen (z. B. Kunststoffe gefüllt mit Mikrokügelchen, loser Kohlenstoff).

Es ist auch anzumerken, dass große Fortschritte bei der Schaffung effektiver Systeme und Schubvektorsteuerelemente von Feststoffraketenmotoren erzielt wurden, die sich durch hohe Zuverlässigkeit, Geschwindigkeit, geringen Energieverbrauch und geringes Gewicht auszeichnen und nicht zu merklichen Verlusten führen im spezifischen Impuls von Feststoffraketentriebwerken (aufgrund einer Verletzung des Gasstroms in der Düse und einer Ablenkung des Strahlstroms) . Ein Beispiel für solche Steuerelemente sind elastische Lager, die beispielsweise in Feststoffraketenmotoren verwendet werden, was auf Seite 34 besprochen wurde, oder die sogenannten Flüssigkeitslager, deren Merkmal das Vorhandensein einer siliziumorganischen Flüssigkeit ist, die die füllt geschlossener Raum um den Düsenhals am Schwingungspunkt. Beim Auslenken der Düse (mittels Aktuatoren) fließt diese Flüssigkeit von einem Hohlraum zum anderen, so dass das von ihr eingenommene Gesamtvolumen unverändert bleibt. Diese Konstruktion ermöglicht es, die Düse mit sehr geringer Kraft um 40 Grad/s abzulenken.

Viele der neuesten Fortschritte bei Feststoffraketentriebwerken werden in die Konstruktion von Feststofftriebwerken implementiert, die für den IUS-Raumschlepper entwickelt werden. Dieses Gerät, dessen vollständiger Name auf Englisch "Inertial Upper Stage" bedeutet, wird mit dem Space Shuttle MTKK oder der Trägerrakete vom Typ Titan-3 in erdnahe Umlaufbahnen gebracht. Das IUS-Design basiert auf der Verwendung von zwei grundlegenden Festtreibstoffmodulen: groß und klein, deren Parameter in der Tabelle auf Seite 57 dargestellt sind.

Bei der Analyse der in der Tabelle angegebenen Parameter der IUS-Motoren ist besonders zu beachten, dass die Nennbetriebsdauer des größeren von ihnen (152 s) ein Rekord für moderne Feststoffmotoren ist. Der Wert der relativen Kraftstoffmasse für diesen Motor liegt ebenfalls auf Rekordniveau - 94,6%; Somit macht das Design etwa 5% der Masse des ausgestatteten Feststoffraketenmotors aus.

Parameter des Feststoffraketentriebwerks des Weltraumschleppers IUS

Parameter Großer Feststoffraketenmotor Kleiner Feststoffraketenmotor Höhe, m ​​2,97 1,90 Rumpfdurchmesser, m 2,31 1,61 Bruttogewicht, kg 10 250 2910 Relative Treibstoffmasse, % der Gesamtmenge 94,6 93,3 Gesamtschubimpuls, kN s 27 900 7760 Maximale Schubkraft, kN 266 106 Betriebszeit, s 152 106 Spezifischer Impuls, m/s 2863 2841

Solche Rekordwerte können durch den Einsatz von Strukturkunststoffen auf Basis von Hochtemperaturharzen in Feststoffraketenmotoren verbessert werden, die bei Temperaturen von 650–700 K betrieben werden können. Dadurch wird die Masse der Wärmeisolierung reduziert. Zukünftig ist auch mit dem Einsatz von Wärmedämmstoffen auf Basis langsam brennender Festbrennstoffe zu rechnen. Um das Gewicht der Feststoffraketenmotorstruktur zu reduzieren, wird die Möglichkeit untersucht, Kunststoffhüllen ohne die Verwendung von technologischen Dornen direkt auf Treibstoffladungen zu wickeln. Wenn diese Arbeiten erfolgreich sind, werden nicht nur die Verbindungselemente überflüssig, sondern auch der Prozess der Herstellung von Feststoffraketenmotoren wird vereinfacht.

Zusätzlich zu den Schubvektorsteuerungssystemen, die in Weltraum-Feststoffraketentriebwerken verwendet werden, kann auch ein gasdynamisches System (dessen Funktionsprinzip auf Seite 36 beschrieben wird) verwendet werden, verbessert durch Verwendung von Verbrennungsprodukten, die aus der Kammer des Feststoffs entfernt werden Raketenmotor selbst als Steuergas. Die Hauptschwierigkeit besteht hier darin, Ventile zu schaffen, die in einer Gasumgebung mit hoher Temperatur betrieben werden können.

Von Bedeutung technische Errungenschaft ist die Kreation in den letzten Jahren von wechselbaren Düsen. Der austretende (ausdehnende) Teil von ihnen besteht aus mehreren Segmenten, bei deren Bewegung sich die Düse wie ein Teleskoprohr auseinander bewegt oder wie ein Regenschirm öffnet. Zu den unmittelbaren Anwendungsgebieten solcher Konstruktionen zählen die oberen Stufen der Trägerrakete und des Raumfahrzeugs. Vor dem Einbau von Feststoffraketenmotoren befinden sich ihre Düsen in der zusammengeklappten Position, wodurch die Größe und das Gewicht der Raketenübergangskammern erheblich reduziert werden. Dadurch kann die Nutzlastmasse im gleichen Maße gesteigert werden wie bei einer Erhöhung des spezifischen Impulses eines Feststoffraketentriebwerks um 100–250 m/s. Es ist vorteilhaft, Düsen mit variabler Geometrie in den Triebwerken der ersten Stufen der Trägerrakete zu verwenden: Ihre allmähliche Öffnung beim Aufsteigen der Raketen gewährleistet die Expansion des Jet-Gasstrahls auf einen Druck nahe dem Umgebungsdruck, und dies ist eine Voraussetzung für den Erhalt der maximale spezifische Impuls.

Obwohl das Feststoffraketentriebwerk einfach in seiner Konstruktion ist, ist sein zuverlässiger Betrieb nur unter strikter Einhaltung gut etablierter technologischer Prozesse möglich, die bei der Herstellung des Triebwerks verwendet werden. Neben der Verbesserung dieser Prozesse wird nach Mitteln und Methoden gesucht, die eine zuverlässige Qualitätskontrolle gefertigter Feststoffraketenmotoren gewährleisten. Die neueste Innovation auf diesem Gebiet ist ein elektronisches Abtastgerät, das eine hochenergetische Strahlungsquelle, einen Empfangsschirm und eine empfindliche Fernsehkamera umfasst. Durch die Verwendung eines solchen Geräts wird eine Qualitätskontrolle von Feststoffraketenmotoren über die gesamte Körperoberfläche erreicht, wobei die Ergebnisse auf Videoband aufgezeichnet werden.

Neue Anwendungsgebiete von Feststoffraketenmotoren. Bisher wurden Feststoffmotoren an Bord von Raumfahrzeugen, die zu anderen Planeten fliegen, kaum eingesetzt. Einer der Gründe, warum Festtreibstoff-Raketenmotoren fast nie verwendet werden, wenn Raumfahrzeuge von interplanetaren Flugbahnen in Umlaufbahnen um den Planeten gestartet werden, ist die übermäßige Beschleunigung, die während des Betriebs von Festtreibstoff-Raketenmotoren auf die Konstruktion und Ausrüstung bestimmter Raumfahrzeuge ausgeübt würde. Es ist also erforderlich, dass der Motor über längere Zeit wenig Schub entwickelt. In den letzten Jahren wurden erhebliche Fortschritte in dieser Richtung erzielt, und es wird möglich, effektive Feststoffraketenmotoren zu schaffen, die 250 s lang arbeiten. Das erforderliche niedrige Schubniveau wird insbesondere dadurch erreicht, dass (aufgrund der Auswahl einer bestimmten Zusammensetzung und der Entwicklung einer Ladungsherstellungstechnologie) eine sehr niedrige Kraft(ca. 3 mm / s) erreicht wird, wobei ein niedriges Arbeiten aufrechterhalten wird Druck in der Kammer (0,7 MPa oder weniger) sowie brennende Ladung an der Endfläche.

Diese und andere Fortschritte auf dem Gebiet der Feststoffraketentriebwerke, die oben beschrieben wurden, eröffnen Möglichkeiten für eine breitere Anwendung von Feststofftriebwerken sowohl im nahen als auch im tiefen Weltraum. Konstruktionsstudien zeigen zum Beispiel, dass ein Feststoffraketentriebwerk ein sehr geeignetes Triebwerk sein kann, um eine Vorrichtung mit einer Bodenprobe von der Marsoberfläche zu starten.

Die Aussichten für die Verwendung von Feststoffraketenmotoren in der Raumfahrt hängen weitgehend davon ab, ob es möglich sein wird, akzeptable Verfahren und Mittel zu entwickeln, um ein mehrfaches Ab- und Einschalten von Feststoffraketenmotoren während des Fluges durchzuführen und die Schubgröße zu steuern. Die Geschwindigkeit von Feststoffraketenmotoren, kombiniert mit anderen positiven Eigenschaften, lenkt die Aufmerksamkeit von Entwicklern reaktiver Systeme zur Steuerung der Flugbahn und Lage des Raumfahrzeugs auf diese Motoren. Allerdings müssen die Motoren dieser Systeme viele Male angeworfen werden - bis zu vielen hunderttausend Mal, beispielsweise für Kommunikationssatelliten der Erde, die auf einen mehrjährigen Betrieb ausgelegt sind.

Grundsätzlich auf einfache Weise Um einen Mehrfachbetrieb eines Feststoffraketenmotors zu gewährleisten, wird die Verwendung einer mehrteiligen (sogenannten Wafer-)Ladung dargestellt, bei der benachbarte Sektionen durch Wärmeisolationspads getrennt sind und jede Sektion ihr eigenes Zündsystem hat. Aufgrund der Komplexität, des Gewichts und der Kosten für die Konstruktion von Feststoffraketenmotoren mit zunehmender Anzahl der Abschnitte kann ihre Anzahl in der Praxis jedoch bestenfalls mehrere zehn erreichen (solche experimentellen Feststoffraketenmotoren wurden erstellt und auf Werkbänken getestet).

Versuche, die Beschränkungen hinsichtlich der Anzahl von Einschlüssen zu überwinden, die für Feststoffraketenmotoren vorhanden sind, führten zur Schaffung völlig ungewöhnlicher experimenteller Designs. Einer von ihnen ähnelt einer Kinderpistole, auf dem Band sind Zündhütchen angebracht. "Kolben" sind Miniatur-Feststoffraketenmotoren mit einer Schubkraft von mehreren Newton, die innerhalb von etwa 0,1 s durchbrennen. Durch entsprechende Zufuhr solcher "Kappen" wird der im Moment erforderliche volle Schubimpuls erreicht. Die beschriebene Vorrichtung kann jedoch nicht mit modernen Niedrigschub-Raketentriebwerken konkurrieren, die erfolgreich in jenen Bereichen eingesetzt werden, in denen Feststoffraketentriebwerke bisher fast oder gar nicht eingesetzt wurden.

Im Hinblick auf die Regelung des Schubwertes von Feststoffraketenmotoren besteht die derzeit am weitesten entwickelte Methode darin, die Düsenhalsfläche durch mechanisches Bewegen einer entlang der Düsenachse installierten profilierten Nadel ("Zentralkörper") zu verändern. Da eine Änderung des Strömungsquerschnitts der Düse zu einer entgegengesetzten Änderung des Drucks in der Kammer führt, ist die Abhängigkeit des Schubs von der Bewegung der Nadel sehr komplex. Bei entsprechender Zusammensetzung des Brennstoffes kann die vollständige Öffnung des Düsenhalses für ein Erlöschen der Ladung sorgen. Das Wiedereinschalten des Feststoffraketenmotors kann mit einem mehrfach geladenen Zünder erfolgen. Bei Weltraum-Feststoffraketentriebwerken wird jedoch das beschriebene Schubsteuersystem nicht verwendet, da es zu einer erheblichen Komplikation und Gewichtung der Struktur (sowie anderen unerwünschten Folgen) führt.

Der Schub des Feststoffraketentriebwerks kann innerhalb gewisser Grenzen und durch Einleiten von Gas oder Flüssigkeit in die Kammer eingestellt werden. Die Nachteile dieses Verfahrens sind mit dem Vorhandensein eines Arbeitshilfsstoffes im Antriebssystem verbunden.

RDTT und das Problem des Umweltschutzes. Die Perspektiven für die Entwicklung und den Einsatz von Feststoffmotoren stehen in direktem Zusammenhang mit dem Problem des Umweltschutzes, dem derzeit zunehmend Aufmerksamkeit geschenkt wird. Effiziente Treibstoffe, die in modernen Feststoffraketentriebwerken verwendet werden, sind in dieser Hinsicht alles andere als perfekt. So sollten beispielsweise bei jedem Start des Space Shuttle ~ 1000 Tonnen Festbrennstoff-Verbrennungsprodukte mit über 100 Tonnen gasförmigem Chlorwasserstoff in die Atmosphäre emittiert werden. Ein erheblicher Teil dieser Produkte ist in einer Wolke konzentriert, die sich unter dem Einfluss des Windes in einer Höhe von weniger als 1–1,5 km horizontal bewegt und der untere Teil dieser Wolke sich in Bodennähe befindet. Es wurden Bedenken geäußert, dass bei erhöhter Luftfeuchtigkeit giftige, säurehaltige Niederschläge in Entfernungen von bis zu 100 km vom Startkomplex aus der Wolke fallen könnten. In der Vergangenheit wurden bereits Fälle von Vegetationsschäden durch Niederschläge beobachtet, die durch den Betrieb großer Feststoffraketenmotoren in Entfernungen von mehreren Kilometern entstanden sind. Dabei ist die Berücksichtigung der meteorologischen Bedingungen im Startbereich von besonderer Bedeutung. Es wurde auch befürchtet, dass die Verbrennungsprodukte von Festtreibstoffen bei häufigen Starts des Space Shuttles zur Zerstörung der Ozonschicht der oberen Atmosphäre führen könnten. (Der Mechanismus dieser Zerstörung, der katalytischer Natur ist, wird wiederum mit Chlorwasserstoff in Verbindung gebracht, aus dem durch Photolyse, die auf Ozon einwirkt, freies Chlor entsteht.) Detaillierte Untersuchungen des Problems bestätigten diese Befürchtung nicht. Es wurden jedoch andere Brennstoffe in Betracht gezogen, die gegebenenfalls anstelle der zugelassenen verwendet werden könnten.

Was das Verbrennen von unnötigen Rückständen fester Brennstoffe betrifft, so haben lokale Behörden dies in einer Reihe von Gebieten der Vereinigten Staaten bereits verboten. Auf der Suche nach einem Ausweg aus dieser Situation wurden ermutigende Versuche unternommen, den gemischten Brennstoff in separate Komponenten (Oxidationsmittel, Brennstoffbindemittel, Aluminium) aufzuspalten. Es wird auch vorgeschlagen, den Rest von Aluminium und Brennstoffbindemittel oder zerkleinerten Brennstoff bei der Herstellung von Sprengstoffen zu verwenden.

Die Gefahr für die Umwelt besteht nicht nur in den Verbrennungsprodukten von Feststoffraketentriebwerken, sondern auch in den technologischen Prozessen zur Herstellung fester Brennstoffe beteiligten Substanzen: Asbest und andere Fasern, organische Härter und Lösungsmittel usw. In den nächsten 10–20 Jahren ist mit steigenden Anforderungen an diese Stoffe und Verfahren hinsichtlich ihrer Sicherheit zu rechnen, was zu einer Verteuerung von Feststoffraketenmotoren führen kann. Dieser Umstand wird derzeit jedoch nicht als Faktor angesehen, der sich negativ auf die Entwicklung und den Einsatz von Feststoffraketentriebwerken auswirken könnte.

So kann mit hinreichender Sicherheit festgestellt werden, dass in der Raumfahrt in absehbarer Zeit Feststoffraketentriebwerke ihre Rolle nicht verlieren werden und dass die rationelle Kombination von Feststoffraketentriebwerken mit Flüssigkeitsraketentriebwerken in Raketen- und Raumfahrtsystemen weiterhin eine wichtige Voraussetzung sein wird für die Entwicklung der Raumfahrt. Lassen Sie uns abschließend noch ein paar Worte zu den unmittelbaren Aussichten für den Einsatz von Feststoffraketentriebwerken im Weltraum sagen. Sie sind hauptsächlich mit in den Vereinigten Staaten entwickelten Raumtransportsystemen verbunden. Zu diesen Systemen gehören wiederverwendbare "Shuttles" in Verbindung mit Weltraumschleppern und weniger leistungsstarken Raketenkapseln (zu verwenden, wenn sich Schlepper als unwirtschaftlich erweisen).

In diesen Transportsystemen spielen marschierende Feststoffraketentriebwerke eine große Rolle. Leistungsstarke wiederverwendbare Feststoffmotoren bilden die Basis der ersten Stufe der "Shuttles", und Schlepper und ähnliche Raketenblöcke sind ausschließlich für den Einbau von marschierenden Feststoffraketentriebwerken ausgelegt. Es wird angenommen, dass diese Geräte in den 80er Jahren das Hauptmittel sein werden, um Nutzlasten aus dem Territorium der Vereinigten Staaten in den Weltraum zu bringen.

Während die Vereinigten Staaten planen, moderne Einweg-Trägerraketen außer Dienst zu stellen, werden andere Länder solche Raketen weiterhin verwenden und entwickeln. Und das bedeutet insbesondere, dass Feststoffraketentriebwerke weiterhin in verschiedenen Versionen der in Japan unter amerikanischen Lizenzen hergestellten Delta-Trägerrakete zum Einsatz kommen werden. Darüber hinaus sieht das japanische Raumfahrtprogramm die weitere Verbesserung der in diesem Land hergestellten Trägerraketen mit Vollfesttreibstoff vor. Die Entwicklung und Nutzung solcher Trägerraketen ist auch Teil des nationalen Programms Indiens. Darüber hinaus werden im Rahmen des europäischen Raumfahrtprogramms verbesserte Versionen der Arian-Trägerrakete entwickelt, die für den Einbau von Festbrennstoff-Boostern ausgelegt sind. Ihr Einsatz beginnt kurz nach den ersten operativen Flügen der Ariane. Derzeit sind keine Einschränkungen für die weitere Verbreitung von Feststoffraketenmotoren als Bordtriebwerke von Satelliten vorgesehen. Schließlich werden Feststoffantriebe auf absehbare Zeit ihre Rolle bei Unterstützungsoperationen in der Raumfahrt behalten.

Anmerkungen

1

Für LRE siehe: V. N. Bychkov, G. A. Nazarov, V. I. Prishchepa. Weltraum-Flüssigkeitsraketentriebwerke (Serie "Cosmonautics, Astronomy", 9). - M.: Wissen, 1976.

2

So gehören zu Feststoffraketentriebwerken keine sogenannten Sublimationstriebwerke, bei denen ein fester Arbeitsstoff (zB Ammoniumbicarbonat, Lithiumhydrid) bei der Sublimation in Gas übergeht und zum Ausströmen dieses Gases in die umgebende Weltraumumgebung führt Schub. Es ist ganz offensichtlich, dass in einem Sublimationsmotor die chemische Energie des Arbeitsstoffes nicht verwendet wird, um Schub zu erhalten.

3

Über "Shuttles" siehe: V. I. Levantovsky. Transportraumsysteme. - M.; Wissen, 1976.

4

Manchmal wird der Name "Delta" nur für die zweite Stufe der Trägerrakete verwendet, und in diesem Fall heißt die gesamte Rakete "Tor-Delta", da ihre erste Stufe eine modifizierte ballistische Mittelstreckenrakete "Tor" ist.

5

Dieser Motor wurde auch in den Jahren 1965–1970 verwendet. auf der dritten Stufe der Delta-Trägerrakete, und früher wurden dort andere Feststoffraketentriebwerke der vierten Stufe der Scout-Rakete eingesetzt. Montierte Feststoffraketen "Delta" sind Varianten von Triebwerken, die in der zweiten Stufe der Scout-Trägerrakete verwendet werden.

ARTEN INSTABILER ARBEITSPROZESSE IN CS RDTT.

1. Ein instabiler Prozess wird als Prozess mit Selbstoszillationen von Betriebsparametern bezeichnet, deren Eigenschaften die festgelegten Grenzen überschreiten. Die Instabilität von Feststoffraketenmotoren verringert die Zuverlässigkeit von Triebwerken erheblich, verschlechtert ihre intraballistischen Eigenschaften, verlängert die Entwicklungszeit, erhöht die Kosten des Flugzeugs, kann Bordausrüstung deaktivieren, den Motor und das Flugzeug zerstören.

Mögliche Folgen des Auftretens eines instabilen Arbeitsprozesses in der Brennkammer eines Feststoffraketentriebwerks sind in Abb. 1 dargestellt: Ausfall des Raketensteuersystems aufgrund hoher Amplituden mechanischer Schwingungen, die von einem instabilen Triebwerk übertragen werden (obere Abbildungen); Abbildungen); mechanische Zerstörung des Motors durch den kontinuierlichen Druckanstieg im Brennraum (untere Abbildungen).

Abb.1. Einige Ergebnisse der Festtreibstoffinstabilität:

1 - Druckschwankungen; 2 - aktueller Wert; 3 - Designwert

Instabile Arbeitsvorgänge in der Brennkammer des Feststoffraketentriebwerks äußern sich vor allem in Form von nieder- und hochfrequenten unkontrollierten Druckschwingungen in Längs-, Quer-, Quer- und Tangentialrichtung mit einer Frequenz von mehreren Hertz bis zu mehreren zehn Kilohertz. Beispiele für Schwingungsmoden von Feststoffraketenmotoren sind in Abb. 1 dargestellt. 2 und 3 in Form von Graphen, die aus den Ergebnissen von Experimenten in Koordinaten erstellt wurden (dimensionslose Druckabweichung) - (dimensionslose Motorlaufzeit).

Abb.2. Typische Formen niederfrequenter Druckschwankungen in der Brennkammer des Feststoffraketentriebwerks:

a - ein qualitatives Bild der Schwingungsentwicklung; b - Entwicklung von Schwingungen, die durch die Druckspitze während der Zündung der Ladung verursacht werden; c - niederfrequente Instabilität aufgrund einer Druckspitze beim Start, die zum Erlöschen der Ladung mit anschließender Zündung führt; d - Oszillogramm von Tests von Feststoffraketenmotoren, die zu instabilen Schwingungen mit sehr niedriger Frequenz neigen; e - niederfrequente Druckschwankungen während der Startphase

Reis. 3. Entwicklung hochfrequenter Schwingungen in Koordinaten:

- dimensionslose Zeit τ.

Wie zu sehen ist, unterscheiden sich diese Modi stark von den Bedingungen eines stabilen Betriebs des Motors, wenn sich alle Betriebsparameter während der Verbrennung der Ladung und nur als Ergebnis einer Änderung ihrer inneren Geometrie relativ langsam und gleichmäßig ändern.

Verschiedene instabile Betriebsmodi von Feststoffraketenmotoren werden in Gegenwart von Störungen realisiert, die Druckwellen bilden. Dadurch kommt es zu Abweichungen in der Strömungscharakteristik der Verbrennungsprodukte, die instationär mit den Parametern der Verbrennungsfläche wechselwirken. Der Gleichgewichtsablauf der Prozesse wird gestört, da es unter Einwirkung von Druckwellen zu lokalen Änderungen der Wärmefreisetzungs- und Gasbildungsraten kommt. Die Frequenz und Form der dabei beobachteten Wellen hängt vom Wechselwirkungsmechanismus und der inneren Geometrie des Motorraums ab. Der Strom der Verbrennungsprodukte wird hauptsächlich durch die Verbrennungsoberfläche sowie die gekrümmte Wand des Bodens mit einer Hitzeschutzbeschichtung einerseits und den kritischen Abschnitt der Düse andererseits begrenzt.

In dem Fall, in dem die Schwankungen der Wärme- und Gasfreisetzung in der richtigen Phase sind und eine ausreichende Amplitude haben, um Energieverluste zu überwinden, nimmt die Intensität der Wellen zu. Dieser Verstärkungsprozess setzt sich fort, bis die Bedingungen für ein neues Energiegleichgewicht geschaffen sind.

Diese Bedingungen stellen sich in Abhängigkeit von bestimmten physikalischen Parametern in einem sehr weiten Bereich von Wellenintensitäten ein. Normalerweise überwiegt in diesem Fall ein bestimmter Modus. All dies erschwert die mathematische Beschreibung der im Brennraum ablaufenden Schwingungsvorgänge erheblich.

In der Regel steigt bei Druckschwankungen in der Kammer die Verbrennungsrate fester Brennstoffe an. Dies führt zu einer Erhöhung von Druck und Schub im Vergleich zum Auslegungsregime und zu einer Verringerung der Verbrennungszeit der Ladung. Die Schubkraft erhält zusätzlich eine oszillierende Komponente, die auf den Raketenkörper übertragen wird, was der Grund für den Ausfall der Ausrüstung einschließlich des Steuersystems usw. ist. Bei einem erheblichen Druckanstieg wird der Motor (oder die Ladung ) kann zusammenbrechen. Wenn der Motor stabil ist, haben die resultierenden Schwingungen entweder eine akzeptable Amplitude oder sterben einfach ab, da die Energiedissipation die Energie der Störkräfte überwiegt.

2. Am gebräuchlichsten ist derzeit die Einteilung periodischer Schwingungen in Festtreibstoffkammern nach ihrer Frequenz. Zuordnen Niederfrequenz und Hochfrequenz Schwankungen im Brennraum.

Die niederfrequente Instabilität wird durch Eigenschwingungen im Brennraum mit einer Frequenz kleiner als die minimale natürliche Schallfrequenz bestimmt. Der Bereich solch niedriger Frequenzen ist auf Schwingungen mit einer Frequenz von nicht mehr als 100 Hz beschränkt. Bei niederfrequenten Schwingungen ändert sich der Druck im Brennraum an allen Stellen seines Volumens in gleicher Weise, d.h. dieses Volumen wird als Ganzes dargestellt. Da das Merkmal, das hauptsächlich den Instabilitätsbereich dieses Typs bestimmt, die reduzierte Länge der Kammer ist, die gleich ist

wo ist das Volumen der Brennkammer; ist der Bereich des kritischen (minimalen) Abschnitts der Düse, dann wird diese Art der Instabilität oft als -Instabilität bezeichnet (insbesondere in der ausländischen Literatur). - Instabilität tritt am häufigsten bei kleinen Feststoffraketenmotoren auf (bei niedrigen } und bei relativ niedrigen Drücken.

Die hochfrequente Instabilität wird durch Eigenschwingungen im Brennraum mit einer Frequenz nahe einer der akustischen Eigenfrequenzen des Brennraums bestimmt.

Bei hochfrequenter Instabilität breiten sich Schallwellen im Brennraum aus, die sich bei Reflexion an der Verbrennungsfläche durch den Zustrom von Schallenergie von der Brennfläche verstärken (Abb. 4). Normalerweise nehmen Druckschwankungen während der akustischen Instabilität allmählich von sehr kleinen Amplitudenwerten zu großen zu (siehe Abb. 3). Solche Schwankungen werden genannt abweichend.

Abb.4. Schema der Wechselwirkung zwischen der Verbrennungszone und akustischen Wellen

Fading Schallschwingungen haben eine allmählich abnehmende Amplitude. Für Zeitschrift(oder regelmäßige) Schwingungen sind durch konstante Amplitude und Frequenz gekennzeichnet.

Periodische akustische Schwingungen im Brennraum können sein längs und quer.

Längs sind hochfrequente Schwingungen entlang der Kammerachse (siehe Abb. 5 a).

quer Schwingungen in der Brennkammer sind hochfrequente Schwingungen in einer Ebene senkrecht zur Kammerachse. Diese Schwingungen werden je nach Richtung der Schwingungsbewegung unterteilt in tangential, radial und gemischt Querschwingungen (siehe Abb. 5b, c).

Abb.5. Drei Klassen von akustischen Wellen:

a - Längsschwingungen mit der niedrigsten Frequenz (wobei a - die durchschnittliche Schallgeschwindigkeit im Volumen); b - tangential quer ( ); c - radial quer ( ).

In seiner einfachsten Form kann ein schwingungsfähiges System durch die folgende Wellengleichung beschrieben werden:

(2)

wo ist eine kleine Druckstörung; a- Schallgeschwindigkeit; τ - Zeit.

Die allgemeine Lösung dieser Gleichung in Zylinderkoordinaten für absolut starre Wände der Brennkammer hat die Form

wo k, m, n- ganze Zahlen; Ich bin- Bessel-Funktion erster Ordnung t; -k-te Wurzel der Gleichung; und sind beliebige Konstanten; und - willkürliche Phasenwinkel; - Kreisfrequenz; D- Kammerdurchmesser; φ und r sind Zylinderkoordinaten.

In diesem Fall hat die Formel zur Bestimmung der Eigenfrequenzen akustischer Schwingungen von Verbrennungsprodukten in der Kammer im allgemeinen Fall die folgende Form:

(4)

Mitglieder seitdem m = 0;n ≠ 0 ; k = 0 entsprechen Längsmoden mit einer Frequenz

Mitglieder seitdem m = 0;n = 0 ; k≠ 0 entsprechen radialen Moden mit der Frequenz der ersten radialen Schwingungsmode ( k =1):

Mitglieder seitdem k = 0 , n = 0 , m ≠ 0 - Tangentialmoden mit der Frequenz der ersten tangentialen Schwingungsmode ( m =1):

Beachten Sie, dass im Brennraum auch Längs-Quer-Schwingungen zu beobachten sind.

Bei Motoren mit großem Längen-zu-Durchmesser-Verhältnis (L/D>>10) können bei einer Störung, die einen bestimmten kritischen Wert überschreitet, selbsterhaltende Längsschwingungen im Brennraum auftreten (hochfrequente Querschwingungen treten spontan auf, ab sehr kleinen Amplituden bei weicher Anregung von Eigenschwingungen. ). Beachten Sie, dass die akustischen Längsmoden den Frequenzbereich von 100 ... 1000 Hz einnehmen.

Akustische Schwingungen mit entwickelter Amplitude erfordern eine Untersuchung mit nichtlinearen Gleichungen. Deshalb werden sie gerufen nichtlinear, im Gegensatz zu linear Schwingungen kleiner Amplitude, die mit linearen Differentialgleichungen analysiert werden.

Der Grenzfall der Instabilität des Arbeitsprozesses in einem Feststoffraketentriebwerk ist ein starker Anstieg der Werte aller Parameter der Verbrennungsprodukte aufgrund des Auftretens einer starken Stoßwelle, bei der die Verbrennung in eine Detonation übergeht.

Alle diese Arten von Instabilität sind mit dynamischer Instabilität verbunden, da sie durch instationäre Verbrennungsvorgänge bestimmt werden, im Gegensatz zur statischen Instabilität, wenn es aufgrund des scharfen zum Zusammenbruch der stabilen Verbrennung mit anschließendem unbegrenzten Druckanstieg in der Brennkammer kommt Empfindlichkeit der stationären Verbrennungsrate gegenüber Druckänderungen. Eine solche Instabilität tritt auf, wenn v>l. Daher werden in der Praxis Kraftstoffe mit v

3. Allgemeine Informationen über die Mechanismen der Schwingungen in Feststoffraketenmotoren. Unter realen Bedingungen verursachen instabile Moden von Feststoffraketenmotoren komplexe Mischschwingungen verschiedener sich ständig ändernder Frequenzen. Beispielsweise wurden im Motor der zweiten Stufe der Poseidon-Rakete während der ersten 10 s Schwingungen mit Oberwellen von neun verschiedenen Frequenzen beobachtet. Im Feststoffraketentriebwerk der Minuteman-II-Rakete traten in den ersten zwei Sekunden Schwingungen mit einer Frequenz von 300 Hz auf, die in Schwingungen mit einer Frequenz von ~500 Hz übergingen und 10–15 s dauerten. Im Feststoffraketentriebwerk der Minuteman III-Rakete traten unmittelbar nach dem Start (nach 0,1 ... 0,2 s) für 4 s Schwingungen mit Frequenzen von ~ 850 Hz und dann mit ω = 330 Hz auf (Dauer von ~ 12 s) . Alle diese Schwankungen hatten eine erhebliche Intensität und schufen, wenn sie nicht zu einem Unfall führten, echte Voraussetzungen für Schäden an der Bordelektronik. Bekannte mathematische Modelle eines instabilen Arbeitsprozesses in einer Feststoffraketenkammer können reale Prozesse noch nicht vollständig beschreiben. Somit ist insbesondere die obige Wellengleichung (2) für einen idealen zylindrischen Hohlraum geschrieben, der mit einem homogenen Gasgemisch mit einer geringen Geschwindigkeit und einer kleinen Amplitude von Gasschwingungen gefüllt ist. Diese Gleichung berücksichtigt nicht die Variabilität des Volumens des Hohlraums aufgrund des Ausbrennens der Ladung, die Variabilität der Zusammensetzung der Verbrennungsprodukte nach Volumen, die Möglichkeit von Vibrationen der Wände der Kammer und der Ladung, die ungleichmäßige Prozesse in der Verbrennungszone von festen Raketentreibstoffen usw. Daher können die Ursachen für das Auftreten und die Wartungsschwankungen in der Kammer nicht erklärt werden.

Ein Feststoffraketentriebwerk ist ein selbstschwingendes System, das einen mit Verbrennungsprodukten gefüllten Teil der Kammer, eine Energiequelle und einen Mechanismus * (oder mehrere Mechanismen) umfasst, der dem schwingenden System Energie zuführt. Die wichtigsten zu klärenden Fragen bei der Untersuchung der Instabilität von Feststoffraketenmotoren sind die Identifizierung des Mechanismus der Anregung (bzw. Unterdrückung) von Schwingungen, die Bestimmung der Grenzen** bzw. der Schwelle für das Auftreten von Schwingungen, deren Amplitude und Frequenz.

In frühen Studien wurde angenommen, dass der Mechanismus der niederfrequenten Instabilität durch die Verzögerung bei Änderungen der Verbrennungsrate (aufgrund des Temperaturgradienten auf der Oberfläche) in Bezug auf Störungen des Drucks und des Gasflusses aus der Kammer bestimmt wird.

Derzeit wird angenommen, dass der Mechanismus der Anregung von nicht-akustischen niederfrequenten Schwingungen aus akustischer Sicht erklärt werden kann. Daher sind die Gründe für die Instabilität von Feststoffraketenmotoren im allgemeinen Fall in der Wechselwirkung zwischen dem Hohlraum der Brennkammer und der Oberfläche des brennenden Treibstoffs zu suchen (siehe Abb. 4).

Die Verbrennungsrate steigt mit zunehmendem Druck, daher tritt bei kleinen Druckschwankungen in der Nähe der Verbrennungsoberfläche eine lokale Erhöhung der Verbrennungsrate auf (aufgrund eines Anstiegs des Wärmestroms in die Verbrennungszone), was zu einem neuen Druckanstieg beiträgt; letzteres erhöht wiederum die Brenngeschwindigkeit usw. Dadurch erhöht sich die Amplitude der Schwingungen, was zu einer Instabilität führt. Zusätzlich zu diesem Faktor ist die Ursache für Schwingungsmoden das Vorhandensein eines pulsierenden Wärmestroms, der zur Oberfläche der Ladung fließt. Solche Pulsationen des Wärmestroms bestimmen das Vorhandensein einer gedämpften Temperaturwelle im Inneren des festen Brennstoffs, wodurch auf den Kämmen dieser Welle die Zersetzungsrate des Brennstoffs (gemäß dem exponentiellen Arrhenius-Gesetz) die normale Verbrennung übersteigt in größerem Maße beschleunigen als auf den Wellentälern verlangsamen. Die kumulative Wirkung eines solchen pulsierenden Wärmestroms führt zu einer Erhöhung der Zersetzungsgeschwindigkeit. Wenn also der Kraftstoff durch eine exotherme Reaktion gekennzeichnet ist, die zur Verstärkung der Temperaturwelle beiträgt, dann ist ein solcher Kraftstoff empfindlicher gegenüber hochfrequenten Schwingungen. Offensichtlich sind im Fall von endothermen Brennstoffreaktionen die Temperaturwellen selbstverlöschend. Alle diese Phänomene werden in verschiedenen theoretischen Modellen von Schwingungsmoden von Feststoffraketenmotoren berücksichtigt. Ein solches qualitatives Bild über das Auftreten instabiler Betriebszustände von Feststoffraketenmotoren kann jedoch in einer Reihe von Fällen die Ursache der Schwingungen nicht erklären.

* Unter Mechanismus versteht man in diesem Fall auch physikalische und chemische Prozesse, die durch einen kausalen Zusammenhang miteinander verbunden sind.

** Die Stabilitätsgrenze des Arbeitsprozesses in der Brennkammer ist eine Reihe von Werten von Regimeparametern, die die Bereiche Stabilität und Instabilität trennen

HOCHFREQUENZ-INSTABILITÄT VON RDTT

1. Aus theoretischer Sicht reduziert sich die Lösung des Problems der Hochfrequenzinstabilität von Feststoffraketenmotoren auf die Lösung der Gleichung einer akustischen Welle unter Berücksichtigung der akustischen inneren Eigenschaften der Kammer (natürlich mit der entsprechende Randbedingungen). Das gesammelte experimentelle Material ermöglichte es, die folgenden Besonderheiten für dieses Regime herauszugreifen:

a) in den Kammern der Feststoffrakete treten akustische Schwingungen mit großen Amplituden auf, die manchmal den Wert des durchschnittlichen Arbeitsdrucks erreichen;

b) solche Schwingungen treten in der Regel sporadisch auf, und während des Betriebs des Motors können ein oder mehrere bestimmte Schwingungsmoden angeregt werden, um zu verschwinden, und nach einer Weile stabilen Betriebs in einer neuen Kombination von Moden wieder auftreten, was möglich ist beinhalten oder auch nicht
frühere einbeziehen usw.;

c) Um das Frequenz-Zeit-Spektrum eines instabilen Modus zu reproduzieren, müssen die Testbedingungen mit äußerster Genauigkeit wiederholt werden, während die Invarianz der Kraftstoffzusammensetzung, der äußeren Bedingungen usw. beibehalten wird.

d) Oszillationen mit großer Amplitude gehen häufig mit einem Anstieg der durchschnittlichen Kraftstoffverbrennungsrate einher.

2. Für eine theoretische Beschreibung eines so komplexen Phänomens wie der hochfrequenten Instabilität eines Feststoffraketenmotors ist es notwendig, die Kammer als akustischen Resonator mit vielen Resonanzfrequenzen zu betrachten, bei denen sie am leichtesten angeregt wird. Werden kleine Störungen einen oder mehrere erregen?
charakteristische Moden der Kammer als Resonator hängt vom Verhältnis zwischen dem Eintreffen akustischer Energie und ihrem Verlust ab. Eine schematische Darstellung der Mechanismen der akustischen Verstärkung und des Energieverlustes in der Motorkammer der Feststoffrakete ist in Abb. 6 dargestellt. Das Motormodell umfasst ein Kammerdesign mit ausreichend dicken Wänden. An einem Ende dieser zylindrischen Hülle befindet sich eine Düse, im Inneren befinden sich zwei Substanzen: Brennstoff in festem Zustand und gasförmige Verbrennungsprodukte mit hoher Temperatur und hohem Druck. Die Grenze zwischen ihnen wird durch die Verbrennungsoberfläche bestimmt und kann geometrisch am unbestimmtesten sein. Es kann große Temperaturgradienten, hohe Energieraten und Stoffübertragungsprozesse aufweisen, die von komplexen chemischen Reaktionen begleitet werden. Die Strömung der Verbrennungsprodukte ist ebenfalls äußerst komplex, sie ist durch einen Übergang von niedrigen Austrittsgeschwindigkeiten senkrecht zur Verbrennungsoberfläche der Verbrennungsprodukte zu Schallgeschwindigkeiten im kritischen Abschnitt gekennzeichnet.

Abb.6. Faktoren, die die Motorstabilität beeinflussen

Zu den Faktoren, die die Stabilität des Motors beeinflussen, gehören: A – Verbrennungsoberfläche, Verbindungsdruck und Gasgeschwindigkeit; B- Wärmestrahlung; C - viskoelastische Verluste im Kraftstoff; D- Effekte in der Brennkammer, einschließlich der Dämpfungswirkung von Partikeln in der Strömung, andere visko-thermische Dämpfung, Relaxationsdämpfung, chemische Restreaktionen; E - Motorgehäuse, das die Auswirkungen von viskothermischen Verlusten auf die Wände, äußere Einflüsse usw. bestimmt; F - Düsendämpfungseffekte. Die Verbrennungsoberfläche ist eine Quelle akustischer Energie, und alle anderen Faktoren sind ihre Verluste. Da eine Instabilität möglich ist, bis die akustischen Verluste die akustischen Verstärkungen übersteigen, ist die Bestimmung der akustischen Verluste keineswegs von nicht geringer Bedeutung.

Interessant ist die Kenntnis der akustischen Eigenschaften der Verbrennungszone, die quantitativ durch die spezifische akustische Leitfähigkeit der Verbrennungsoberfläche oder die Übertragungsfunktion des Brennstoffs beschrieben werden können. Die Eigenschaften eines Festtreibstoffs werden akustisch durch zwei Elastizitätsmodule definiert, deren Realteile sich auf die Ausbreitungsgeschwindigkeit von Störungen aufgrund von Scherung und Expansion beziehen, und deren Imaginärteile die durch diese Störungen verursachten Energieverluste ausdrücken. Die Dicke der Verbrennungszone beträgt wesentlich weniger als einen Zentimeter oder längere Schallwellenlängen, und daher kann sie als zur Oberfläche gehörig angesehen werden. Damit lassen sich die Verbrennungsfläche und andere Begrenzungsflächen der Kammer durch ihre akustischen Leitfähigkeiten charakterisieren, deren Realteil die Verstärkung bzw. Dämpfung akustischer Schwingungen beschreibt.

3. Die theoretische Betrachtung des Problems der Hochfrequenzinstabilität erfordert die Lösung von Gleichungen, die die physikalischen und chemischen Prozesse unter Berücksichtigung der oben genannten Effekte beschreiben. Diese Prozesse finden in einem Volumen statt, das feste und gasförmige Medien enthält, die durch eine komplexe Grenze getrennt sind, die zusätzliche Energie im Bereich akustischer Schwingungen liefern kann. Dabei geht es vor allem um die Wahl der Verfahrensformen, auf die das Augenmerk gerichtet werden soll; die Wahl der Annahmen und Vereinfachungen, die bei der mathematischen Beschreibung des Modells getroffen werden sollen, damit es hinreichend real, eindeutig interpretierbar und mathematisch bearbeitbar ist.

Auf diesem Weg gibt es zwei Richtungen. Eine ist mit der Untersuchung von Schwingungen mit kleiner Amplitude an der Stabilitätsgrenze verbunden, und die Lösung von Problemen wird unter Verwendung der Analyse kleiner Störungen durchgeführt, was zu führt linear Differentialgleichung. Die Hauptfrage in der linearen Theorie ist, ob die Amplitude zufälliger kleiner Druckstörungen, die immer in einem Raketentriebwerk auftreten, zunimmt oder nicht. Stabilität bei Vorhandensein kleiner Störungen ist eine notwendige, aber nicht hinreichende Bedingung für Stabilität im Allgemeinen. Aus diesem Grund untersucht die zweite Richtung auch Schwingungen mit entwickelter Amplitude, die beschrieben werden nichtlinear Differentialgleichung.

Institut für Flugzeug- und Raketentechnik

Spezialität 160302 - Raketentriebwerke

Kursarbeit

in der Disziplin "Theorie, Berechnung und Design von RD"

Konstruktion eines Feststoffraketentriebwerks der dritten Stufe einer dreistufigen ballistischen Rakete

Erläuterungen

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

Abgeschlossen: Schüler Gr. _________________

Datum, Unterschrift ___________

Aufsicht: ______________________

Datum, Unterschrift ____________

Staatliche Technische Universität Omsk

Stuhl Luftfahrt und Raketenwissenschaft

Spezialität 160302 - Raketentriebwerke

Aufgabennummer

auf Hausarbeit

nach Disziplin Theorie, Berechnung und Design von RD

Schüler ______________ ______ Gruppe ____ _________

(Vollständiger Name)

1. Thema der Arbeit Entwurf eines Feststoffraketentriebwerks einer Stufe einer zweistufigen ballistischen Rakete

2. Frist für die Abgabe des abgeschlossenen Projekts durch den Studierenden ______

3. Anfangsdaten für das Projekt Stufenschub = kN;

Betriebszeit der Fernbedienung = c ;

Schritt -. _

4.1 Abschnitte der Erläuterung (Liste der zu bearbeitenden Themen) Inhalt _______________________________

_____________________________________________________________

Liste des Bildmaterials (mit obligatorischen Zeichnungen)

1. Gesamtansicht der Rakete mit Feststoffraketentriebwerk - Format A1

2. Raketentriebwerk - A1-Format

6. Datum der Auftragserteilung _________________

Kopf Abteilung _____________ (Unterschrift, Datum)

Leiter ____________________ (Unterschrift, Datum)

Student ____________________________________(Unterschrift, Datum)

Anmerkung

In diesem Studiengangsprojekt wurde ein Antriebssystem für einen einstufigen ballistischen Langstreckenflugkörper mit den wesentlichen Parametern entwickelt:

Flugreichweite = km;

Bühnengewicht = kg;

MS-Masse = kg;

Stufenschub = kN;

Betriebszeit der Fernbedienung = c;

Raketendurchmesser = m;

Raketenlänge = m;

Kraftstoff.

Das Kursprojekt besteht aus einem erläuternden und einem grafischen Teil.

Diese Erläuterung enthält Auslegungs-, thermische, gasdynamische, Massen- und Bewertungsberechnungen.

Die Notiz besteht aus Blättern, enthält Abbildungen und Tabellen. Außerdem ist der Notiz eine Aufgabe für ein Kursprojekt beigefügt. Das Literaturverzeichnis enthält Publikationen.

Der grafische Teil wird auf drei Blättern im A1-Format erstellt.

Einführung.

1. Auswahl der Hauptparameter von Feststoffraketenmotoren.

1.1 Auswahl der Ladeart.

1.2. Wahl der Gebührenform.

1.3. Kraftstoffauswahl

1.4. Wahl des Drucks im Brennraum und am Düsenaustritt

2. Berechnung des Feststoffraketentriebwerks

2.1. Düsendesign

2.2. Berechnung der Schlitzladung von Feststoffraketenmotoren

2.3. Berechnung der Progressivitätscharakteristik einer geschlitzten Feststoffraketentreibladung.

2.4. Berechnung der Sternladung von Feststoffraketenmotoren.

2.5. Berechnung für die Stärke des Körpers von Feststoffraketenmotoren.

3. Berechnung von Hitzeschutzbeschichtungen eines Feststoffraketentriebwerks, das nach dem „Kokon“ -Schema33 hergestellt wurde

3.1. Berechnung von Wärmeströmen in Feststoffraketentriebwerken.

3.2. Berechnung der Wärmeschutzbeschichtung des Motors

Literatur:

Einführung

Feststoffraketentriebwerke werden in vielen Bereichen der Luft- und Raumfahrttechnik weit verbreitet eingesetzt. In Bezug auf die Energieeigenschaften sind sie LRE ziemlich nahe und übertreffen sie in vielerlei Hinsicht. Sie zeichnen sich durch ihr einfaches Design und ihre hohe Zuverlässigkeit aus, was durch das Fehlen von Kraftstofftanks, Kraftstoffversorgungs- und Steuerungssystemen erklärt wird. Feststoffraketenmotoren sind in der Lage, in kurzer Zeit einen großen Gesamtschubimpuls zu erzeugen, bieten eine lange Haltbarkeit im fahrbereiten Zustand und damit eine konstante Startbereitschaft mit wenig Vorbereitungszeit. Sie sind einfach und kostengünstig zu betreiben, dh sie weisen eine hohe betriebliche Herstellbarkeit auf. Bei der Wartung und Lagerung von Raketen mit Feststoffraketentriebwerken gibt es keine Probleme im Zusammenhang mit Korrosion, Toxizität und Treibstoffverdunstung. Die Kosten für die Entwicklung und Herstellung eines Feststoffraketentriebwerks sind viel niedriger als bei einem Raketentriebwerk (die Kosten für festen Brennstoff sind jedoch häufig höher als die Kosten für flüssigen Brennstoff).

Zu den Nachteilen von Feststoffraketenmotoren gehören: ein geringerer spezifischer Schubimpuls als bei anderen Triebwerken, eine komplexere Schubsteuerung in Größe und Richtung, Schwierigkeiten bei Mehrfachstarts, ein erheblicher Einfluss äußerer Bedingungen, insbesondere der Anfangsladungstemperatur, auf den normalen Betrieb Motoren, die Empfindlichkeit von Motoren gegenüber Ladungsdefekten, die zu Startfehlern und Notfällen führen können.

Das Hauptmerkmal eines Feststoffraketentriebwerks, das es von anderen Raketentriebwerken unterscheidet, besteht darin, dass sich der Treibstoff in fester Phase befindet und sich in Form einer speziellen Ladung direkt in der Brennkammer befindet.

Trotz der großen Vielfalt aufgrund des Verwendungszwecks haben alle Feststoffraketentriebwerke gemeinsame Strukturelemente. Die Hauptelemente sind: eine Festbrennstoffladung, ein Körper mit Wärmedämmung, vordere und hintere (Düsen-) Böden, ein Düsenblock, ein Zünder mit einem elektrischen Zünder. Die hermetisch mit der Düse und dem vorderen Boden verbundene Schale bildet den COP.

Festtreibstoffklassifizierung

Feststoffraketentriebwerke können sich dramatisch voneinander unterscheiden:

Nach Vereinbarung;

Durch die Anzahl der Brennkammern;

Gemäß dem Verfahren zur Steuerung der Größe und Richtung des Schubvektors

gelang es;

nicht verwaltet;

In Form eines KS;

Gemäß der Methode zum Anbringen der Ladung an der Kamera;

Düsentyp;

Nach Anzahl der Starts

Einzelaktion;

mehrfache Aktion.

Je nach Verwendungszweck können Feststoffraketentriebwerke in folgende Klassen eingeteilt werden:

1. Feststoffraketentriebwerke, die dazu bestimmt sind, eine Nutzlast von einem Ort auf der Erdoberfläche zu einem anderen zu befördern, je nach Reichweite in folgende Gruppen unterteilt:

Feststoffraketen mit kurzer Reichweite;

taktische RDTT-Raketen;

Feststoffraketentriebwerke von gelenkten und ungelenkten Panzerabwehrraketen;

Feststoffraketentriebwerk von Mittelstreckenraketen;

Feststoffraketentriebwerke von Langstreckenraketen, zu denen Feststoffraketentriebwerke von Interkontinentalraketen gehören;

Beschleunigende und marschierende Feststoffraketentriebwerke für Marschflugkörper.

2. Feststoffraketentriebwerke, die dazu bestimmt sind, eine Nutzlast von der Erdoberfläche in den erdnahen Weltraum zu befördern, unterteilt nach dem unmittelbaren Verwendungszweck in die folgenden Gruppen:

RDTT-Flugabwehrraketen;

RDTT-Raketenabwehr.

3. in Luftfahrzeugen installierte Feststoffraketentriebwerke zur Zerstörung von Luftzielen;

4. in Luftfahrzeugen eingebaute Feststoffraketentriebwerke, die dazu bestimmt sind, Ziele zu treffen, die sich auf der Erdoberfläche oder unter Wasser befinden;

5. Feststoffraketentriebwerke, die auf Überwasserschiffen installiert sind und zur Zerstörung von Unterwasserzielen ausgelegt sind;

6. Feststoffraketentriebwerke, die als Startverstärker verwendet werden;

7. Feststoffraketentriebwerke, die dazu dienen, die Geschwindigkeit eines Luftfahrzeugs auf einer Flugbahn stark zu erhöhen oder ein Manöver durchzuführen;

8. einzelnes Feststoffraketentriebwerk, das verwendet wird, um eine Person über der Erdoberfläche oder unter Weltraumbedingungen zu bewegen oder zu manövrieren;

9. Feststoffraketenmotor für Hilfszwecke:

Pulverdruckspeicher (PAD);

Bordnetzteile (BIP);

Lenkmotoren;

Feststoffraketentriebwerk zur Beschleunigung der Stufentrennung von Verbundraketen;

Festtreibstoffraketentriebwerke bremsen, die insbesondere für eine sanfte Landung des Luftfahrzeugs sorgen;

korrigierende Feststoffraketentriebwerke, die dazu dienen, die Geschwindigkeit und Richtung des Raumfahrzeugflugs im Falle einer Abweichung von der berechneten Flugbahn zu korrigieren;

Feststoffraketenmotoren des Flugzeugorientierungs- und Stabilisierungssystems;

10. Feststoffraketentriebwerke für Raumfahrzeuge.

Darüber hinaus werden Raketen mit Feststoffraketentriebwerken für volkswirtschaftliche Zwecke eingesetzt, beispielsweise zur Hagelbekämpfung, zum Bohren von Brunnen, zum Sondieren hoher Atmosphärenschichten usw.

1. Auswahl der Hauptparameter von Feststoffraketenmotoren

1.1 Wahl der Gebührenart

Alle Hauptmerkmale von Feststoffraketenmotoren hängen direkt von der Organisation der Massenankunft von der Ladungsoberfläche ab. Gleichzeitig ist im Prozess der Ladungsverbrennung eine deterministische Abweichung der Masseneintragsfunktion über die Zeit von einem vorgeplanten Gesetz nur für eine enge Klasse von schubgesteuerten Antriebssystemen möglich.

In der Praxis werden folgende Anforderungen an die Auslegung einer Brennstofffüllung gestellt:

Die Form der Brennstoffladung muss ein bestimmtes Gesetz der Massenankunft von Brennstoffverbrennungsprodukten (oder ein bestimmtes Gesetz der Schubänderung) liefern;

Die Form der Kraftstoffladung sollte den maximalen Wert des spezifischen Impulses der Fernbedienung liefern;

Die Form der Ladung muss die angegebene Betriebsdauer der Fernbedienung gewährleisten;

Die Gestaltung der Ladung muss den direkten Kontakt der Verbrennungsprodukte mit den Wänden der Kammer vollständig oder teilweise ausschließen;

Die Form der Brennstoffladung sollte zu einer Erhöhung des Füllfaktors der Kammer mit Brennstoff beitragen, ohne Phänomene einer instabilen Verbrennung zu erzeugen, die Festigkeit der Ladung und ein Minimum an degressiv brennenden Rückständen sicherzustellen;

Die Konstruktion der Kraftstoffladung sollte eine minimale Verlagerung des Massenschwerpunkts des Motors beim Ausbrennen des Kraftstoffs gewährleisten;

Das Design der Ladung muss technologisch fortschrittlich sein.

Je nach Befestigungsmethode werden Feunterteilt fest befestigt und Einsätze .

Strukturen, die fest mit dem Körper von Feststoffraketenmotoren verbunden sind, werden hauptsächlich verwendet, um Ladungen aus gemischten Brennstoffen zu erhalten. Die Form der Ladung wird im Prozess des Gießens einer flüssigen, nicht polymerisierten Mischung von Brennstoffkomponenten in das Volumen innerhalb der Kammer organisiert. Bei diesem Verfahren zur Herstellung der Ladung gibt es keinen Spalt zwischen der Innenwand des Motorgehäuses und der Außenfläche der Kraftstoffladung. Diese Gestaltung der Ladung erfordert keine Befestigungspunkte und in Fällen, in denen die Flammenfront den Außendurchmesser der Kraftstoffladung nicht bis zum Ende des Motorbetriebs erreicht, sind keine Hitzeschutzbeschichtungen erforderlich. Das Fehlen dieser Knoten führt zu einer Verringerung des Werts der Massenperfektionskoeffizienten α auf 0,05 für die besten modernen großen Feststoffraketenmotoren.

Stark gebundene Ladungsmotoren haben folgende Vorteile:

Das Volumen des CS wird beim Befüllen mit Kraftstoff effizienter genutzt.

Einfachere Fertigungstechnologie

Die Möglichkeit, eine einfachere Hitzeschutzbeschichtung der Brennkammerwände zu verwenden, da heiße Gase während des Betriebs des Motors nicht in direkten Kontakt mit den Brennkammerwänden kommen.

Die Möglichkeit, die Wandstärke der Brennkammer zu reduzieren, da ein Teil der Belastung von der Kraftstoffladung selbst wahrgenommen wird.

Aufgeladene Motoren haben folgende Nachteile:

Das Vorhandensein zusätzlicher Geräte, die die Ladung beheben.

Niedriger Füllfaktor.

Kontakt heißer Gase mit den Wänden der Brennkammer.

Zu den Vorteilen aufladbarer Motoren gehören:

Fähigkeit, die Ladung während der Lagerung zu kontrollieren.

Die Fähigkeit, die Ladung im Schadensfall zu ersetzen.

Da der konstruierte Motor ein Hauptmotor ist (große Abmessungen hat), ist es ratsam, eine stark befestigte Ladung zu verwenden, da die Herstellung einer eingebetteten Ladung mit großem Durchmesser technologisch schwierig ist.

1.2 Auswahl der Gebührenform

Die Hauptladungsformen in Feststoffraketentriebwerken sind geschlitzte, lückenlose, sternförmige und teleskopische Ladungen. Die besten Eigenschaften sind sternförmig Gebühren und Gebühren mit Schlitzrinne .

Sternladungen werden in einer stark befestigten Version verwendet.

Vorteile von Star Charges:

Die Technologie zur Herstellung dieser Ladungen wurde ausgearbeitet.

Sie haben einen hohen Füllungskoeffizienten innerhalb der Kammer.

Das sternförmige Profil kann über die gesamte Länge belastet werden.

In verschiedenen Querschnitten von Feststoffraketenmotoren stimmen die Ladungsprofile möglicherweise nicht überein.

Ladungen mit einem geschlitzten Kanal werden häufig sowohl in gebundenen als auch in eingesetzten Versionen verwendet.

Vorteile von Ladungen mit Schlitzkanal:

Hohe Herstellbarkeit, sowohl in loser als auch in gebundener Ausführung.

Möglichkeit zur Bereitstellung einer konstanten Brennfläche.

Möglichkeit der Regulierung der Brennfläche durch zusätzliche konstruktive Maßnahmen (die Enden sind nicht flach, die Ladung ist ein Blockquerschnitt, die Verhältnisänderung für die Kanal- und Schlitzabschnitte, das Schneiden von Schlitzen auf Teilen der diametralen Ebene).

Gewährleistung hoher Füllfaktoren bei der Aufladung des Kammervolumens.

Letztendlich wählen wir eine Ladung mit Schlitzkanal, da diese eine größere Brennfläche (größerer Schub) als eine sternförmige hat und einen stabileren Schub liefert.

1.3 Kraftstoffauswahl

Bei der Auswahl des Kraftstofftyps und seiner Güte scheinen die Eigenschaften, die den Energiegehalt und die intraballistischen Parameter von Feststoffraketentriebwerken beeinflussen, die Betriebsparameter sowie die durch die Produktion festgelegten Eigenschaften von Bedeutung zu sein.

Von den Parametern, die die Energie und die innere Ballistik von Feststoffraketentriebwerken bestimmen, kann man die Dichte des Brennstoffs, den spezifischen Impuls, die Temperatur der Verbrennungsprodukte, den Gesamtwärmegehalt pro Masseneinheit des Brennstoffs, die Brenngeschwindigkeit des Brennstoffs, die Verbrennungsstabilität in a feststellen bei gegebenem Druck- und Temperaturbereich das Verhältnis der Kraftstoffeigenschaften zur Anfangstemperatur.

Von den Betriebseigenschaften werden physikalische Stabilität, chemische Beständigkeit, mechanische Beständigkeit, sichere Handhabung, geringe Toxizität von Verbrennungsprodukten unterschieden.

Die Produktionsbedingungen stellen die folgenden Anforderungen: Produktionssicherheit, niedrige Kosten für die Herstellung von Kraftstoff und Gebühren dafür.

Moderne Festbrennstoffe werden nach ihrer chemischen Zusammensetzung und physikalischen Struktur in zwei Gruppen eingeteilt:

1. ballistisch (zweibasig);

2. gemischt.

Ballistische Brennstoffe sind feste Lösungen von Cellulosenitraten in speziellen Lösungsmitteln mit geringen Zusätzen. Basis des Kraftstoffs ist Nitrocellulose, ein Produkt der Cellulosenitrierung. In ihrer reinen Form kann Nitrocellulose aufgrund ihrer porös-faserigen Struktur nicht als Brennstoff verwendet werden, was eine volumetrische Verbrennung der Substanz verursacht, die normalerweise in eine Detonation (Explosion) übergeht. Der Ausschluss einer Detonation wird erreicht, indem Nitrocellulose mit einem schwerflüchtigen Lösungsmittel – der zweiten Komponente von TPT (z. B. Nitroglycerin) – behandelt wird; als Ergebnis wird eine plastifizierte (gallertartige) Masse erhalten. Durch die anschließende Verarbeitung erhält diese Masse die erforderliche thermische Festigkeit und Form.

Ladungen aus ballistischen Treibstoffen werden durch Pressen hergestellt. Das Hauptverfahren ist derzeit das Durchpressverfahren. Das Gießen von Brennstoffladungen direkt in die Kammer oder in spezielle Formen ist aufgrund der geringen Gießeigenschaften von dibasischen Pulvern schwierig.

Gemischte Brennstoffe. Sie sind mechanische Mischungen aus mineralischen Oxidationsmitteln und organischen brennbaren Bindemitteln. Ammoniumperchlorat wurde am häufigsten als Oxidationsmittel in modernen TPTs verwendet. Als kraftstoffbindende Substanzen - Polyester, Phenolharze, Epoxidharze, Kunststoffe, synthetische Kautschuke. Die meisten zusammengesetzten TRTs basieren auf Polyurethankautschuk.

Mischbrennstoffe sind gut gegossen. Die Ladung wird direkt im Motorgehäuse oder in einer speziellen Form durch Freigießen oder Spritzgießen geformt.

Mit gemischten Kraftstoffen können Sie sehr große Motoren erstellen, außerdem ist ihre Ausrüstung direkt an der Startposition möglich.

Wir wählen gemischten Brennstoff, da nur daraus gebundene Ladungen hergestellt werden.

Mischbrennstoffe werden nach ihrer chemischen Zusammensetzung eingeteilt:

Thiokol-Brennstoffe sind flexibel, haben eine niedrige Glasübergangstemperatur, aber ihre Energieeigenschaften sind nicht hoch.

Polyurethan-Kraftstoffe sind eine der Hauptarten von Mischkraftstoffen. Sie sind stark, aber ihre Elastizität ist geringer als bei Thiokol, die Glasübergangstemperatur ist hoch.

Polybutadien-Kraftstoffe - haben ungefähr die gleichen mechanischen Eigenschaften wie Polyurethan. Die Energieleistung ist höher.

Butylkautschuk-Kraftstoffe - haben die besten mechanischen Eigenschaften, zeichnen sich durch hohe Festigkeit aus.

Parameter des ausgewählten Brennstoffs:

Spezifischer Impuls ;

Verlust des spezifischen Impulses;

Kraftstoffdichte ;

Kraftstoffverbrennungstemperatur;

Gaskonstante ;

Elastizitätsmodul ;

Adiabatischer Exponent ;

Zerreißfestigkeit .

1.4 Druckwahl im Brennraum und am Düsenaustritt

Der Wert des Arbeitsdrucks in der Feststoffraketenkammer ist von grundlegender Bedeutung und kann auf folgende Faktoren zurückzuführen sein:

Es ist notwendig, eine stabile Verbrennung der Kraftstoffzusammensetzung sicherzustellen;

Die Verbrennung der Kraftstoffzusammensetzung sollte mit maximaler Energiewirkung erfolgen (bei maximalem Wert des spezifischen Impulses des Kraftstoffs);

Die Gewichts- und Größeneigenschaften des Feststoffraketenmotors müssen die Optimalität des Feststoffraketenmotors und der Rakete als Ganzes sicherstellen (sie müssen die Anforderungen der Optimalität erfüllen).

Die erste Bedingung wird dadurch geschaffen, dass der Druck in der Kammer über einem bestimmten zulässigen Mindestwert gewählt wird, der für jede in der Praxis verwendete Kraftstoffzusammensetzung bekannt ist. Der Mindestdruck, der eine stabile Verbrennung des Kraftstoffs garantiert, ist und wird durch die Eigenschaften des Kraftstoffs bestimmt.

Für die erste Stufe;

Für die zweite Stufe;

Für den dritten Schritt.

Physikalisch ergibt sich die Anforderung, bestimmte Druckniveaus in der Kammer bereitzustellen, aus der Notwendigkeit, Bedingungen für den vollständigen Abschluss chemischer Reaktionen in der Brennstoffmasse zu schaffen. Die Abhängigkeit des spezifischen Impulses des Kraftstoffs vom Druck, bei dem er verbrennt, ist in Abb. ein.

Reis. 1. Abhängigkeit vom brennstoffspezifischen Impuls

Da in diesem Fall die dritte Stufe, dann nehmen wir den Druck im COP pk = 4 MPa.

Die richtige Wahl des Drucks am Düsenausgang ist, dass die Rakete bei diesem Druck am Ende des aktiven Teils der Flugbahn die höchste Geschwindigkeit und damit die maximale Reichweite unter sonst gleichen Bedingungen erhalten würde.

Für die erste Stufe;

Für die zweite Stufe;

Für den dritten Schritt.

Wir nehmen den Druck am Düsenausgang pa = 0,012 MPa.

2. Berechnung des Feststoffraketentriebwerks

2.1 Düsendesign

Die Düse ist ein sehr wichtiges Element jedes Raketentriebwerks. Es bestimmt weitgehend alle Eigenschaften der Rakete, da darin die potentielle Energie heißer Gase in die kinetische Energie des ausströmenden Gasstrahls umgewandelt wird, wodurch Schub erzeugt wird.

Ausgangsdaten:

Druck in der Brennkammer des Feststoffraketentriebwerks (Stufe 3) ;

Statischer Druck am Düsenaustritt (Stufe 3) ;

Die Länge der sich bildenden konischen Abschnitte der Düse ;

Düsenöffnungswinkel, Düsenaustrittswinkel ;

Betriebszeit Feststoffraketentriebwerk;

Schubfesttreibstoff-Raketentriebwerk;

Spezifischer Impuls des Treibmittel-Festtreibstoff-Raketentriebwerks ;

Verlust des spezifischen Impulses;

Gaskonstante;

Kraftstoffverbrennungstemperatur;

Der adiabatische Exponent der Verbrennungsprodukte.

Berechnungsverfahren:

Dimensionslose Gasgeschwindigkeit am Ausgang einer idealen Düse,

,

wo ist der Koeffizient des Energieaustauschs zwischen den Phasen von Verbrennungsprodukten während ihrer Bewegung entlang des Düsentrakts

wobei n der isentropische Expansionsindex für gemischten Kraftstoff mit Metallzusätzen ist,

Das Verhältnis der Temperatur fester Partikel zur statischen Temperatur der Verbrennungsprodukte;

Koeffizient unter Berücksichtigung von Reibungsverlusten = (0,02...0,05), = 0,03;

Das Verhältnis der Geschwindigkeit von Teilchen der festen Phase zur Geschwindigkeit des Gases;

Das Verhältnis der Strömungsgeschwindigkeit von Partikeln der kondensierten Phase zur Strömungsgeschwindigkeit des gasförmigen Mediums;

Relative spezifische Wärmekapazität von Verbrennungsprodukten.

Ablaufverhältnis

wobei \u003d 9,807 m / s die Beschleunigung des freien Falls ist.

Die Fläche und der Durchmesser des kritischen Abschnitts der Düse:

,

Wo kommen Gase an,

,

Masse der Festtreibladung,

,

Umrechnungsfaktor;

Wärmeverlustkoeffizient. Für Feststoffraketenmotoren mit Wärmedämmung:

.

Reaktivitätskoeffizient einer idealen Düse

Reaktivitätskoeffizient einer echten Düse

wo ist der Koeffizient, der Energieverluste durch dissipative Kräfte berücksichtigt,

Koeffizient, der die Verluste durch die radiale Ausdehnung des Gases in der Düse berücksichtigt.

Dimensionslose Strömungsgeschwindigkeit am Ausgang einer realen Düse

Dimensionslose Strömungsgeschwindigkeit im kritischen Abschnitt der Düse

.

Erforderliche Düsenerweiterung

.

wo .

Fläche und Durchmesser des Austrittsabschnitts der Düse

.

Länge des Diffusors des Düsenwegs (bei zurückgesetzter Düse)

Parameter zur Konstruktion des Überschallteils der Düse

;

;

;

Die Länge des Überschallteils der Düse,

Abb.5. Düsenanordnung

2.2 Berechnung der Schlitzladung von Feststoffraketenmotoren

Die Schlitzladung hat eine zylindrische Form, einen Innenkanal mit einem Durchmesser von , vier Schlitze (Schnitt) mit einer Breite b, einer Höhe von , die sich im Düsenteil der Ladung befinden. Die Länge der Ladung ist in drei Teile unterteilt, nämlich: zylindrisch (), Übergang () und geschlitzt ().

Ausgangsdaten:

Anzahl der Steckplätze;

Kraftstoffart gemischt;

Kraftstoffdichte ;

Triebwerksschub;

Motorlaufzeit ;

Kraftstoffverbrauch ;

Spezifischer Schubimpuls .

unter Berücksichtigung von Verlusten

Berechnungsverfahren.

Relative Dicke des Ladungsgewölbes = 0,3...0,5.

Wir akzeptieren.

Die Dicke des Gewölbes der Ladung.

Externer Ladungsdurchmesser .

Kanaldurchmesser.

Schlitzbreite.

Masse des Festtreibstoffs

Kraftstoffvolumen .

Durchschnittliche Brennfläche .

Brennkammer Durchmesser

wo = 0,8 - Ladedichte;

L/D=0,5...1,5. Akzeptieren Sie L/D = 1,37.

Die Länge des zylindrischen Abschnitts von Feststoffraketenmotoren

.

Gesamtladungslänge

.

wobei k = 1,06 ein Koeffizient ist, der das Vorhandensein von Lücken berücksichtigt.

Die Länge des geschlitzten Teils der Ladung

Der Umfang des geschlitzten Teils der Ladung

wo ist die Oberfläche des inneren Kanals;

Die Oberfläche der Stirnfläche der Ladung;

Schlitzgrößen.

Schlitzhöhe

Pullovergröße

Reserve für HRP, ZKS und Shell

2.3 Berechnung der Progressivitätskennlinie von geschlitzten Feststoffraketenmotoren

Die Verbrennung einer Ladung fester Brennstoffe wird progressiv genannt, wenn die Verbrennungsoberfläche zunimmt. Die List das Verhältnis der Fläche der brennenden Oberfläche der Ladung zum Anfangswert der Ladungsfläche. Die Progressivitätscharakteristik der Ladungsverbrennung ist ein bestimmender Faktor zum Aufrechterhalten eines konstanten Drucks in der Verbrennungskammer und folglich zum Aufrechterhalten eines konstanten Motorschubs in der Größe.

Ausgangsdaten:

Äußerer Ladungsradius R3 = 0,7285 m;

Kanalradius rin = 0,2185 m;

Die Gesamtlänge der Ladung Lz = 1,611 m;

Die Länge des geschlitzten Teils der Ladung Lsh = 0,113 m;

Halbe Spaltbreite δ = 0,0145 m.

Reis. 8. Geschlitzter Ladungssektor

Berechnungsverfahren:

Wir bestimmen die Winkel α0 und φ0 im Anfangsmoment der Verbrennung:

Die gesamte Brennfläche der Anfangsladung:

Ermittlung des Erstausgabevolumens:

Wir bestimmen den Randwert e=e’, bei dem der Bogenanteil des Kanalumfangs des geschlitzten Teils verschwindet (φ=π/4):

Ermitteln Sie den Maximalwert lmax:

Für eine Reihe von Werten von e bestimmen wir die aktuelle Verbrennungsoberfläche und das Ladungsvolumen (λ=0,6):

Wir bestimmen die Progressivitätskennlinien σ und ψ für die gefundenen Werte von S und w, tragen die Ergebnisse in die Tabelle ein:

.

Fazit:

Die Konstanz (ungefähr) des Werts von σ zeigt an, dass der Schub des Feststoffraketentriebwerks bei vollständigem Ausbrennen des Brennstoffs konstant bleibt.

2.4 Berechnung der Sternladung von Feststoffraketenmotoren

Sternladungen werden in modernen Festbrennstoffmotoren aufgrund der bewährten Fertigungstechnologie und des hohen inneren Füllfaktors sehr häufig verwendet, Sternladungen weisen jedoch degressive Kraftstoffrückstände auf, die durch Profilierung der Innenfläche der Brennkammer und Verwendung von Auskleidungen aus leichten Materialien beseitigt werden können .

Außerdem ergeben sie im Vergleich zu Schlitzladungen eine kürzere Betriebszeit sowie das Vorhandensein von Bereichen mit hoher Spannungskonzentration.

Ausgangsdaten:

Motorschub Р = 160 kN;

Erdbeschleunigung g = 9,81 m/s 2 ;

Motorlaufzeit τ = 60 s;

Ladungsdurchmesser Dz = 1,457 m;

Kraftstoffdichte ρ t \u003d 1770 kg / m 3;

Brennstoffverbrennungstemperatur Тk = 3300 K;

Brennstoff-Brenngeschwindigkeit u = 0,0085 m/s;

Spezifischer Schubimpuls unter Berücksichtigung von Verlusten Jsp = 2352 m/s;

Gaskonstante R = 307 J/(kg·K);

Druck im COP pk = 4 MPa;

Berechnungsverfahren:

Der Wert der Verbrennungsrate, die im Ladungskanal zugelassen werden kann, basierend auf der Bedingung, dass keine erosive Verbrennung vorliegt:

wo ist das spezifische Gewicht des Kraftstoffs;

ist die reduzierte Leistung des Kraftstoffs.

Kanalfläche ohne erosive Verbrennung:

wo ist das Gewicht des Kraftstoffs;

die Masse der Kraftstoffladung ist;

χ=1 – Wärmeverlustkoeffizient.

Wir finden den erforderlichen Füllfaktor des Querschnitts der Kammer:

,

wo - CS-Bereich.

Wir bestimmen den erforderlichen Wert der relativen Dicke des Ladungsgewölbes:

.

Abhängigkeitsgraphen Wir wählen die Anzahl der Strahlen nl und die Ladungsart, die den erforderlichen Füllfaktor liefert. Wir wählen einen Sternsatz mit abgerundeten Ecken nl = 6.

Gemäß den Diagrammen und bestimmen wir die Charakteristik der Progressivität der Verbrennung der Ladung σs und den Koeffizienten der degressiven Verbrennung von Rückständen λK. s = 1,78; λK = 0,09.

Bestimmen Sie die Ladedauer:

Abstrahlwinkel:

.

Aus technologischen Überlegungen wählen wir den Rundungsradius:

Gemäß der Tabelle bestimmen wir den Wert der Winkel: β = 86,503; = 40,535.

Bestimmen Sie die Dicke des Ladungsbogens:

L3 / D3 \u003d 1,58 / 1,457 \u003d 1,084 - dieser Wert liegt im Bereich der Durchschnittsdaten für die dritte Stufe.

Reis. 1 Schema einer Sterngebühr.

2.5 Berechnung der Stärke des Körpers des Feststoffraketenmotors

Die Berechnung ermöglicht es, die Dicke der Rumpfelemente unter Gasdruck im CS zu bestimmen. Es ist notwendig, dass der Körper stark ist und ein minimales Gewicht und minimale Kosten hat.

Ausgangsdaten :

Berechnungsverfahren:

Die Dicke der Metallhülle des Körpers

Wo ist der Sicherheitsfaktor;

Der vorübergehende Widerstand des Schalenmaterials unter Berücksichtigung der Erwärmung, der gleich ist

Koeffizient unter Berücksichtigung der Festigkeitsabnahme beim Erhitzen.

Der maximal mögliche Druck im CS-Feststoffraketentriebwerk bei maximaler Ladungsbetriebstemperatur

Maximaler Auslegungsdruck im CS-Feststoffraketentriebwerk;

Der Koeffizient unter Berücksichtigung der Druckstreuung und der Brenngeschwindigkeit der Ladung = 1,15.

Wir akzeptieren m.

Berechnung der Power Shell des Düsendeckels

Dicke der Festtreibstoffdüsenabdeckung

wo ist der Sicherheitsspielraum der Düsenabdeckung;

Der Innendurchmesser der Power Shell des COP;

Endfestigkeit des Düsenabdeckungsmaterials;

Der Koeffizient, der die Höhe des Bodens im Verhältnis zum Durchmesser bestimmt.

Für die Düsenabdeckung akzeptieren wir das gleiche Material wie für die Schale.

Annehmen .

Berechnung des vorderen Bodens

Ausgangsdaten:

Berechnungsverfahren :

untere Dicke

,

wo ist ein Koeffizient, der die Abnahme der Festigkeit des Bodens vom Loch für den Zünder berücksichtigt,

.

Am stärksten belastet sind die Verbindungspunkte der Hülle des Feststoffraketentriebwerks und des Bodens sowie die Verbindungsstelle des Bodens und des Zünders.

Hauptkrümmungsradien und für ausgewählte Konstruktionspunkte (Bild 9).

Reis. 9 Berechnungsschema zur Bestimmung der Krümmungsradien des Bodens und an den Konstruktionspunkten des Bodens.

wo ist der aktuelle Radius ;

a - die große Halbachse des elliptischen Bodens ;

b - kleine Halbachse des elliptischen Bodens.

Hauptkrümmungsradien an Punkt 1:

Bodendicke an Punkt 1

Annehmen

Winkel bei Punkt 2 wenn

entspricht .

Hauptkrümmungsradien an Punkt 2:

Bodendicke an Punkt 2

Annehmen

3. Berechnung von Hitzeschutzbeschichtungen eines Feststoffraketentriebwerks, das nach dem "Kokon" -Schema hergestellt wurde

3.1 Berechnung von Wärmeströmen in Feststoffraketentriebwerken

Ausgangsdaten :

Berechnung des Wärmestroms vorne unten

Woher - Wärmeleitfähigkeitskoeffizient von Verbrennungsprodukten;

Raketenflugbeschleunigung;

- Volumenausdehnungskoeffizient von Verbrennungsprodukten;

Oberflächentemperatur des Wärmetauschers;

- Viskositätskoeffizient von Verbrennungsprodukten.

Woher ist der Strahlungswärmeübertragungskoeffizient.

Der gesamte Wärmestrom vom Gas zur Oberfläche des vorderen Bodens

Berechnung des Wärmeflusses in die CS-Wand und Düsenabdeckung

Konvektiver Wärmeübergangskoeffizient

Woher ist die Wärmekapazität der Verbrennungsprodukte.

Gesamtwärmeübergangskoeffizient

Der gesamte Wärmestrom vom Gas in die CS-Wand und die Düsenabdeckung

Berechnung der Wärmeströme in die Düsenwand

Wärmedurchgangskoeffizient nach Düsenabschnitten:

Düseneinlassabschnitt

Querschnitt in der Düsenkritik

Querschnitt des Überschallteils der Düse

Gesamtwärmeübergangskoeffizient

Für den Abschnitt am Düseneintritt

Zum Abschnitt in Düsenkritik

Für Abschnitt

Für Abschnitt

Der gesamte Wärmestrom vom Gas zur Düsenwand

Für den Unterschallteil der Düse

Zur Düsenkritik

Wo ist die Gastemperatur im kritischen Abschnitt der Düse (das Ergebnis vorläufiger Berechnungen). Zur Kritik wird die Berechnung anhand von Tabellen gasdynamischer Funktionen durchgeführt. Als erste Näherung können wir annehmen: .

Für den Überschallteil der Düse:

Wo ist die Gastemperatur in den entsprechenden Abschnitten der Düse.

Sie wurde ebenfalls rechnerisch anhand von Tabellen gasdynamischer Funktionen ermittelt. Als erste Annäherung können wir annehmen:

3.2 Berechnung der Wärmeschutzbeschichtung des Motors

Ausgangsdaten :

Betriebszeit des Feststoffraketenmotors
Anfangsmaterialtemperatur
Wandstärke: vorne unten
Körperschalen
Düsenabdeckung
Wärmedurchgangskoeffizient: vorne unten
Shell-Corp. und Düsendeckel
Material des vorderen Bodens und der Schalenschale	PPN-100
Dichte
spezifische Wärme
Düsenabdeckungsmaterial	28X3SNMVFA (SP-28)
Dichte
spezifische Wärme
zulässige Heiztemperatur

Berechnung der Dicke der Hitzeschutzbeschichtung des vorderen Bodens

Für den vorderen Boden, der bei hohen Temperaturen, aber niedrigen Gasgeschwindigkeiten arbeitet, verwenden wir das Phenolkautschukmaterial IRP-2049 (R-161) - eine elastische gummiartige Beschichtung.

Thermische Eigenschaften von IRP-2049:

,

Woher ; - Näherungskoeffizient;

- Näherungskonstante;

Relativer Parameter gleich

.

Wir akzeptieren die Dicke des TZP des vorderen Bodens

Berechnung der Dicke des HRC von Rohbau und Düsendeckel

Für Gehäuseschale und Düsendeckel, die bei hohen Temperaturen und Gasdurchsätzen arbeiten, verwenden wir ein Schichtmaterial auf Basis von Kohlenstoffgeweben, Kohlefaser UPFK-1, das folgende thermische Eigenschaften aufweist:

Karosserie

Wo ist ein Parameter gleich

Wärmeleitfähigkeitskoeffizient von TBC

Temperatur simplex (dimensionslose Temperatur)

.

Düsenabdeckung

wobei ein Parameter gleich ist

Temperatur simplex (dimensionslose Temperatur)

Wir akzeptieren: die Dicke der HRC-Schalenschale ; Dicke der Düsenabdeckung .

Berechnung der Länge des wärmegedämmten Teils des CS

Wo ist die Länge des zylindrischen Teils der Ladung;

Der Füllfaktor des zylindrischen Teils des CS

Für gebundene Ladung;

- relative Ladungsdicke;

Berechnung der Hitzeschutzbeschichtung der Düse

Ausgangsdaten:

Wandstärke: Einlass-Flare-Düse
Düsenauslass
Wärmedurchgangskoeffizient: Düsenkragen
Düseneinsatz in der Kritik
Überschalldüsenglocke
Düseneinlassmaterial	30X2GSNVMA (VM-D)
Dichte
spezifische Wärme
zulässige Heiztemperatur
Düsenauslassmaterial	30HGSA
Dichte
spezifische Wärme
zulässige Heiztemperatur

Berechnung der Dicke der wärmeisolierenden Beschichtung des Kragens

Für den Düsenkragen verwenden wir Kohlefasermaterial UPFK-1:

Die Berechnung der Dicke des HRC des Kragens erfolgt analog zur Berechnung der Dicke des HRC der Festtreibstoffraketenkammer. Wir glauben, dass das Kragenmaterial als passives HRC fungiert.

,

Woher Näherungskoeffizienten;

- Näherungskonstante;

Woher - Wärmekapazität von Stahl 30KhGSA;

- Dichte des Materials der Metallbasis der Kragenstruktur (30ХГСА).

Temperatur simplex (dimensionslose Temperatur)

.

Wir akzeptieren die Dicke des TZP-Kragens (in radialer Richtung).

Berechnung der Dicke der Hitzeschutzbeschichtung des Düsenliners

Für den Düseneinsatz wird ein Material mit erhöhter Hitzebeständigkeit und Hitzebeständigkeit sowie hoher Erosionsbeständigkeit verwendet: Graphitqualität AT-1, das folgende thermische Eigenschaften aufweist:

Der Koeffizient der Temperaturleitfähigkeit des TBC.

Temperatur simplex (dimensionslose Temperatur)

Wo ist die Gastemperatur im kritischen Abschnitt?

Wir akzeptieren die Dicke der TRC des Liners

Berechnung der Dicke der Hitzeschutzbeschichtung des Austrittsstutzens der Düse

Für den Auslassstutzen der Düse verwenden wir Kohlefasermaterial UPFK-1:

Für Düsenabschnitt

Temperatur simplex (dimensionslose Temperatur)

Für Düsenabschnitt

Temperatur simplex (dimensionslose Temperatur)

Wo ist die Gastemperatur im Düsenbereich?

Wir akzeptieren die Dicke des HRC des Auslassstutzens der Düse: ,

Literatur

1. Grechukh L.I., Grechukh I.N. Konstruktion von Feststoffraketenmotoren. Lehrbuch für Studiengangs- und Diplomgestaltung. Omsk, 2003.

2. Grechukh L.I., Grechukh I.N. Konstruktion und Konstruktion von Feststoffraketentriebwerken. Lehrbuch für Studiengangs- und Diplomgestaltung. Omsk, 2003.

3. Aliev A.M., Lipanov A.M. Konstruktion von Feststoffraketentriebwerken. - M.: Maschinostroenie, 1995. 400er.

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5. Golubev I.S., Samarin A.V. Konstruktion von Flugzeugstrukturen. – M.: Mashinostroenie, 1991. 512p.

6. Berechnung von Hitzeschutzbeschichtungen von Feststoffraketentriebwerken. Richtlinien für die Lehrgangs- und Diplomgestaltung in der Disziplin "Raketentriebwerke". Omsk, 2004. 27s.

Raketentriebwerke mit Festtreibstoff - die ältesten in der Familie der Strahltriebwerke - sind äußerst einfach im Aufbau. Sie bestehen im Wesentlichen aus zwei Hauptteilen – einer Kammer und einer Strahldüse.

Das Feststoffraketentriebwerk dient gleichzeitig sowohl als Brennkammer, die einem erheblichen Druck standhalten kann, als auch als Speicherort für den gesamten Treibstoff. Der Druck in der Brennkammer eines Feststoffraketentriebwerks ist normalerweise höher als in der Brennkammer eines Dieselmotors, da er nicht durch die Parameter des Kraftstoffsystems begrenzt ist. Daher haben Feststoffraketenmotoren einen höheren Schubkoeffizienten. Bei den meisten modernen Feststoffraketentriebwerken liegt der Druck im Bereich von 30 bis 100 kg/cm 2 .

Das Hauptmerkmal von Feststoffraketentriebwerken ist ihre Einfachheit. Tatsächlich besteht in diesem Fall keine Notwendigkeit für ein Kraftstoffversorgungssystem. Die Lebensdauer eines solchen Motors ist jedoch begrenzt.

Infolgedessen haben solche Triebwerke eine breite Anwendung in Beschleunigern gefunden, wo es notwendig ist, sehr hohe Schubkräfte für kurze Zeiträume zu erhalten. Die dafür verwendeten Motoren sind leichter als jeder andere Kraftwerkstyp.

Die Verwendung von Feststoffraketenmotoren als Starthilfstriebwerke an Flugzeugen ermöglicht es, die Nutzlast von Flugzeugen zu erhöhen und die Startstrecke zu verkürzen.

Aus betrieblicher Sicht haben Kraftwerke mit Feststoffraketentriebwerken den Vorteil, dass sie immer einsatzbereit sind und vor dem Start keine Tankbetankung benötigen, sie werden also auch als Haupttriebwerke auf Raketengeschossen eingesetzt. Ein typisches Beispiel ist eine Boden-Boden-Rakete.

Zusätzlich zu diesen Vorteilen gibt es einen sehr signifikanten Nachteil. Nach dem Starten des Motors wird die Verbrennung normalerweise fortgesetzt, bis der Kraftstoff vollständig ausgebrannt ist; in diesem Fall folgt die Schubänderung einem wohldefinierten Gesetz und ist nicht regulierbar. Es ist jedoch theoretisch möglich, durch Einstellen des Drucks in der Kammer die Verbrennung des Kraftstoffs zu stoppen und auf Wunsch wieder aufzunehmen. Die Verbrennung kann entweder durch Blasen der Kammer oder durch Löschen der Flamme mit einer speziellen Flüssigkeit gestoppt werden. Die Wiederaufnahme der Verbrennung ist nur möglich, wenn eine neue Ladung des Zünders verwendet wird. Ein rechtzeitiges Abschalten des Motors ist derzeit machbar, aber die Umsetzung der Wiederzündung ist noch ein schwieriges Problem. Seine Arbeit ist äußerst schwierig zu regulieren. Die Verbrennungsgeschwindigkeit des Kraftstoffs sollte sich bei Druck- und Temperaturänderungen nicht wesentlich ändern. Der Schubwert von Feststoffraketenmotoren kann nur innerhalb gewisser vorgegebener Grenzen durch Auswahl von Feststoffladungen geeigneter Geometrie und Struktur gesteuert werden.

In der Raumfahrt werden derzeit in begrenztem Umfang Feststoffraketentriebwerke eingesetzt. Bei einigen US-Trägerraketen wie der Titan-Rakete werden leistungsstarke Feststoffraketentriebwerke verwendet.

Das wichtigste Element des Feststoffraketentriebwerks ist die Feststoffladung. Die Eigenschaften des Motors hängen von den Elementen des Kraftstoffs sowie von der Struktur und Vorrichtung der Ladung ab. Es gibt zwei Haupttypen von Feststoffraketentreibstoffen: zweibasisch oder kolloidal und gemischt. Kolloidaler Brennstoff

Mischbrennstoffe sind mechanische Gemische aus Brennstoff und Oxidationsmittel. Als Oxidationsmittel in diesen Brennstoffen werden üblicherweise anorganische kristalline Substanzen - Ammoniumperchlorat, Kaliumperchlorat und andere - verwendet. Typischerweise besteht ein solcher Brennstoff aus drei Komponenten: Neben einem Oxidationsmittel enthält er einen Polymerbrennstoff, der als Bindemittel dient, und einen zweiten Brennstoff in Form von pulverförmigen Metalladditiven, die die energetischen Eigenschaften des Brennstoffs deutlich verbessern. Ein brennbares Bindemittel kann Polyester- und Epoxidharz, Polyurethan-Polybutadien-Kautschuk usw. sein.

Der zweite Brennstoff ist oft Aluminiumpulver, manchmal Beryllium oder Magnesium. Gemischte Kraftstoffe haben normalerweise einen höheren spezifischen Impuls als kolloidale, eine höhere Dichte, eine höhere Stabilität, eine bessere Lagerung und sind besser herstellbar. Zur Herstellung eines gemischten Kraftstoffs werden dem flüssigen Kraftstoffbindemittel zerkleinerte Oxidationsmittelkristalle, Metallpulver und andere Additive zugesetzt, die resultierende Zusammensetzung wird gründlich gemischt und in spezielle Formen oder direkt in das Motorgehäuse gegossen, aus dem zuvor Luft abgepumpt wird. Unter der Wirkung von speziell in das Gemisch eingebrachten Katalysatoren polymerisiert das Bindemittel und der Kraftstoff verwandelt sich in eine gummiartige Masse.

In einem Feststoffraketentriebwerk befindet sich der Treibstoff vollständig in der Brennkammer in Form von einem oder mehreren Blöcken einer bestimmten Form, die Ladungen oder Schachbretter genannt werden. Die Ladungen werden von den Wänden der Kammer oder von speziellen Gittern, sogenannten Diaphragmen, gehalten.

Die geometrische Form der Ladung ist sehr wichtig. Durch ihre Änderung und die Verwendung von Panzerbeschichtungen von Ladungsoberflächen, die nicht brennen sollen, erreichen sie die gewünschte Änderung der Verbrennungsfläche und dementsprechend des Gasdrucks in der Kammer und des Triebwerksschubs.

Es gibt Ladungen, die für eine neutrale Verbrennung sorgen, ihre Brennfläche bleibt unverändert. Dies geschieht, wenn ein Block aus festem Brennstoff am Ende oder gleichzeitig an den Außen- und Innenflächen brennt (dazu wird in der Ladung ein Hohlraum hergestellt). Bei der regressiven Verbrennung nimmt die Verbrennungsfläche ab. Dies passiert, wenn ein zylindrisches Stück von der Außenfläche brennt. Und schließlich für die progressive Verbrennung, die für eine Druckerhöhung im Brennraum sorgt,

Der Feststoffraketenmotor verwendet pyrotechnische, pyrogene und chemische Zündung der Treibstoffladung. Bei der pyrotechnischen Zündung zündet der elektrische Zünder den pyrotechnischen Zünder, aus dem die Hauptladung gezündet wird. Die pyrogene Zündung wird von einem Festtreibgasgenerator erzeugt, der im Wesentlichen ein kleiner Festtreibstoffmotor ist. Zur chemischen Zündung wird eine chemisch aktive Flüssigkeit oder ein chemisch aktives Gas in die Kammer eingeführt - ein Startoxidationsmittel, das zur Selbstentzündung führt.

Die Dichte fester Brennstoffe ist 20 - 80 % höher als die Dichte flüssiger Brennstoffe. Dieser Vorteil von Festtreibstoffen wird teilweise durch ihren geringeren Einheitsimpuls ausgeglichen.

In einem Feststoffraketentriebwerk ist der Treibstoff immer eng mit dem Triebwerksgehäuse verbunden. Daher das Verhältnis des Gesamtimpulses ich zum Gesamtgewicht des Motors G DV(einschließlich Kraftstoffgewicht G T) bestimmt die Qualität des Motors. Es ist mit einem einzigen verbunden

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

D = G T \G DW

Wert D liegt im Bereich von 0,4 bis 0,95. Für die meisten modernen Designs D = 0,86.

Wenn der Verbrennungsdruck erhöht wird, erhöht sich auch der Einheitsimpuls, aber gleichzeitig erhöht sich auch das passive Gewicht des Motors ( D Abnahme). Daher ist der beste Motor derjenige, bei dem das Verhältnis dieser Mengen optimal ist.