Космические твердотопливные двигатели

Современное технологическое оборудование позволяет изготавливать пластиковые корпуса без каких-либо разъемов, как одно целое, и обеспечивает стабильность их характеристик. Намоткой волокон под различными углами и подбором надлежащего числа волокон в определенных местах достигается равнопрочность конструкции изготавливаемого корпуса. Все это позволяет в максимальной степени использовать высокие прочностные свойства пластиков.

Благодаря высокой производительности технологических процессов и сравнительно невысокой стоимости исходных материалов корпуса РДТТ из стеклопластика (именно этот пластик нашел наибольшее применение) получаются не намного дороже металлических корпусов. В первую очередь пластики выгодно использовать для двигателей верхних ступеней РН и аппаратов, работающих в космосе, где снижение массы конструкции дает максимальное приращение массы полезного груза.

Завершая описание двигателей РН «Скаут», следует отметить, что 3 июня 1979 г. состоялся 100-й пуск этой ракеты. К этому времени успешно осуществлялись 95 пусков, в том числе 37 подряд (в период 1967–1975 гг.). Последний показатель является рекордным для зарубежных РН.

Кроме США, полностью твердотопливные космические РН созданы также в Японии и Индии. С 1974 г. в Японии используются различные варианты трехступенчатых РН серии «Мю». Их особенностью является наличие на первой ступени навесных твердотопливных ускорителей, которые в течение короткого времени создают тягу, дополнительную к тяге основного РДТТ. В качестве примера укажем характеристики двигателей для одного из вариантов РН серии «Мю» (со стартовой массой 42 т): тяга основных РДТТ (в соответствии с очередностью включения) — 867, 279 и 57 кН, время работы — соответственно 61, 69 и 53 с. В данной РН используется 8 ускорителей диаметром 0,3 м и тягой по 95 кН, работающих в течение 8 с.

Таким образом, стартовая тяга РН составляет почти 1630 кН и РН стартует с ускорением около 4 g. В последние годы на первых двух ступенях РН серии «Мю» применяются маршевые РДТТ, снабженные системами управления вектором тяги (в частности, используется ввод жидкости в сопло); третья ступень стабилизируется вращением. РН имеют высоту до 25 м при максимальном диаметре корпуса 1,4 м (без учета ускорителей); стартовая масса превышает 50 т.

Аналогом первоначального варианта ракеты «Скаут» стала твердотопливная РН, созданная недавно в Индии. Эта четырехступенчатая ракета имеет высоту 23 м при максимальном диаметре корпуса 1 м. При стартовой массе 17 т она должна выводить 40 кг полезного груза на околоземную орбиту высотой 400 км. Запуск этой РН, произведенный в августе 1979 г., был неудачным.

РДТТ космических аппаратов. В первую очередь рассмотрим твердотопливные двигатели, широко применяющиеся для создания конечного разгонного импульса при выводе КА на околоземные орбиты, достижение которых требует больших энергетических затрат, и на межпланетные траектории. Например, большинство геостационарных ИСЗ, запущенных к настоящему времени, оснащалось неотделяемыми РДТТ, входящими непосредственно в конструкцию космического аппарата.

Ранее мы рассмотрели последовательность операций при запуске геостационарного спутника, ограничившись моментом прекращения работы последней ступени РН и соответственно выходом ИСЗ на переходную геостационарную орбиту. Попробуем теперь рассчитать характеристики бортового РДТТ спутника, если из расчета траектории полета известно, что для совершения окончательного маневра ИСЗ необходимо сообщить дополнительную скорость V 1840 м/с. Соответствующий разгонный импульс создается в апогее переходной орбиты, и в этом случае бортовой РДТТ называют апогейным.

Зададимся дополнительно следующими исходными данными: масса ИСЗ в момент отделения от ракетной ступени 1000 кг, удельный импульс РДТТ (I_y) 2850 м/с, запас твердого топлива 90 % суммарной массы РДТТ. Воспользуемся известной формулой Циолковского, которую запишем для нашего случая в виде: V = I_yln[(М_Т + М_К + М_ПГ)/(М_К + М_ПГ)], где М_Т — масса топлива, М_К — масса конструкции РДТТ, М_ПГ — масса полезного груза (т. е. спутника без учета РДТТ). Подставляя в эту формулу исходные данные, получим следующие (округленные) величины (в килограммах): М_Т = 465, М_К = 50, М_ПГ = 485 (сумма этих чисел составляет 1000). Перемножив далее значения М_Т и I_y, получим полный импульс тяги РДТТ: 1325 кН с.