Ракетные двигатели твёрдого топлива

Ракетные двигатели твердого топлива находят широкое применение во всех областях ракетно-космической техники. Конструкция РДТТ в значительной степени определяется его целевым назначением.

РДТТ включает в себя следующие основные элементы:

· корпус (1);

· сопловой блок (2);

· заряд твёрдого топлива (3);

· воспламенительное устройство (4);

· узлы соединения элементов двигателя.

Для управления двигателем, его нормального функционирования и обеспечения полета летательного аппарата по заданной программе в конструкции двигателя вводится ряд дополнительных систем. В общем случае такими системами являются следующие:

· система тепловой защиты;

· система отсечки (выключения) тяги;

· система управления вектором тяги по направлению;

· система управления вектором тяги по величине;

· система газов и (огневой) связи между камерами сгорания пакета двигателей;

· система аварийного выключения двигателя.

Изучаемый образец двигателя является стартовым ускорителем. Для подобного типа двигателей характерны сравнительно не­большое время работы и относительно большие тяги. Кроме того, подобные двигатели являются обычно неуправляемыми, следова­тельно, у них отсутствует исполнительные органы системы управления полетом. Работает стартовый двигатель, как правило, до полного выгорания топлива и поэтому он не имеет системы от­сечки тяги.

Конструктивной основой двигателя является его корпус. Он включает (рис. 4) обечайку (5), переднее (10) и заднее (2) днища и узлы соединения обечайки с днищами. Корпус двигателя выполнен из высоколегированной стали, имеет цилиндрическую форму, является разъемным по сопловому днищу (2). Наличие разъе­ма вызывается необходимостью монтажа заряда в корпус двигателя. Соединение обечайки с задним днищем выполнено резьбовым, а с передним днищем - сварным.

Вся внутренняя поверхность обечайки покрыта теплозащитным аблирующим покрытием (6) коксующего типа. На теплозащитном покрытии укреплены деревянные рейки (7) для центрирования заряда относительно оси двигателя. Снаружи обечайки расположены элементы крепления двигателя в летательном аппарате.

Для соединения заднего днища с обечайкой к нему приваривается кольцо (4), по образующей которого нанесена резьба, обеспечивающая соединение днища с обечайкой. К шпангоуту зад­него днища приваривается диафрагма (З) колосникового типа. Диа­фрагма обеспечивает фиксацию заряда от продельного перемещения.

Выходной раструб сопла (1) имеет коническую форму. Раструб соединяется с днищем с помощью резьбы.

Переднее днище (10) имеет эллиптическую форму. Соединение с обечайкой осуществляется с помощью шпангоута (8), который приваривается к обечайке и днищу. На переднем днище имеется четыре отверстия, в которые введены четыре нарезные втулки (9). Две втулки служат для постановки пиропатронов, производящих зажжение воспламенителя. Вторая пара втулок предназначена для постановки элементов амортизатора, обеспечивающего поджатие заряда и предохраняющего его от перемещения во время транспор­тировки и работы двигателя.

Внутрь корпуса вкладывается заряд (рис. 5) твердого топлива. Заряд имеет трубчатую форму. По торцам заряда нанесена бронировка, предохраняющая эти поверхности от горения. Заряд горит со стороны канала и по наружной поверхности. В процессе горения заряда его поверхность остаётся постоянной.

МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

Для определения тяги двигателя необходимо знать площади критического и выходного сечений сопла. Для их опреде­ления студенты проводят замеры диаметров критического и выход­ного сечений сопел, изучаемых образцов двигателя. Измерения осуществляются специальными приспособлениями.

Вычисление тяги двигателя и его удельного импульсапроводится в следующей последовательности.

1. Массовый секундный расход продуктов сгорания

,

где Р_к и Т_к – соответственно, давление и температура продуктов сгорания в камере двигателя;

- площадь критического сечения сопла;

R – газовая постоянная продуктов сгорания;

- показатель адиабаты.

 

.

Значения параметра «b» находятся по таблице 1.

Таблица 1.

Значения комплекса «b»

к	1,12	1,14	1,16	1,18	1,20	1,22	1,24	1,26
b	0,634	0,636	0,639	0,643	0,647	0,651	0,655	0,658

2. Скорость истечения продуктов сгорания из сопла

 

,

где Т_а – температура продуктов сгорания в выходном сечении сопла.

3. Тяга двигателя

 

P = ,

где Р_а – давление продуктов сгорания в выходном сечении сопла;

Р_н – наружное давление.

4. Удельный импульс тяги

 

= P / .

 

5. Построение высотной характеристики ракетного двигателя.

Высотная характеристика представляет собой зависимость тяги двигателя от наружного давления. Эта характеристика, как следует из формулы тяги, является прямой линией. Для её построения вычисляются значения тяги при Р_н = 1 10⁵ Па (двигатель работает на земле). По этим данным строится график зависимости P = f (Р_н).

 

ПОРЯДОК ОФОРМЛЕНИЯ И СДАЧИ РАБОТЫ

Бланк лабораторной работы должен быть оформлен следующим образом:

· принципиальная схема изучаемых образцов ракетных двигателей;

· описания назначения основных элементов двигателя;

· результаты расчета тяги и удельного импульса тяги для одного из изучаемых образцов двигателя;

· график высотной характеристики для изучаемого образ­ца двигателя.

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ

Для выполнения расчетов и с целью индивидуализации работы студентов целесообразно проводить вычисления характерис­тик двигателя при различных значениях исходных данных. При этом в качестве средних значений следует ориентироваться на величины, приведенные в таблице 2.

Таблица 2