Космические твердотопливные двигатели

Типичная конструкция сопла современного космического РДТТ представлена на рис. 4. Из него видно, что стенка сопла состоит из нескольких слоев различных материалов. Каждый из них выполняет вполне определенную функцию. Наружная оболочка (рубашка) сопла является его основным силовым элементом. Она изготавливается из высокопрочных сталей, титановых и алюминиевых сплавов, а также армированных пластиков. От теплового и эрозионного воздействия газового потока рубашку защищает внутренняя оболочка, непосредственно соприкасающаяся с горящим газом. Особо интенсивному тепловому и эрозионному воздействию подвергается горловина сопла, что могут выдержать лишь немногие материалы.

При тех высоких температурах, которые достигаются в РДТТ, наилучшими характеристиками обладает графит, в особенности пиролитический. Последний не только хорошо противостоит эрозии, но имеет и те достоинства, что хорошо проводит тепло вдоль поверхности кристаллизации и обладает теплоизолирующими свойствами в перпендикулярном этому направлении, а также отличается низким коэффициентом термического расширения. Различные виды графита используются для изготовления кольцевых вставок или тонких защитных пластин (пирографит), которые и устанавливаются в горловинах сопел. Такие конструктивные элементы характерны, однако, в основном для небольших РДТТ, так как существует опасность растрескивания крупных графитовых деталей при запуске двигателя — из-за теплового удара. Широкому применению пирографита в значительной степени препятствует его высокая стоимость.

Рис. 4. Сопло РДТТ:

1 — наружная оболочка; 2 — внутренняя оболочка; 3 — теплоизоляционная оболочка

Чаще всего внутренние детали сопел космических РДТТ изготавливаются из термостойких пластиков, в которых графитовые, угольные, кремнеземные, кварцевые либо асбестовые волокна связаны в одно целое при помощи феноло-формальдегидных смол (таким образом, указанные волокна являются армирующими наполнителями, а смолы — связующими). При работе РДТТ поверхностный слой этих материалов, соприкасающийся с горячим газом, подвергается абляции, т. е. оплавлению, испарению, разложению и химической эрозии с последующим уносом массы газовым потоком.

Из перечисленных выше абляционных материалов наиболее стойкими к эрозии являются угле- и графитопластики, которые и применяются в горловинах сопел. На остальных же участках стараются использовать другие пластики, менее стойкие, но зато более дешевые. Между внутренней аблирующей оболочкой и внешней силовой рубашкой сопла обычно предусматривается слой теплоизоляции из асбо- или кремнепластиков, которые характеризуются низкой теплопроводностью и служат дополнительной защитой рубашки от нагрева.

Процесс изготовления пластиковых деталей сопла обычно включает намотку ленты из соответствующего материала на профилированную оправку, последующее отверждение изделия при давлении до 7 МПа и температуре порядка 150 °C и, наконец, механическую обработку полученной заготовки до необходимых размеров. При сборке сопла пластиковые детали устанавливаются при помощи эпоксидных клеев, последующее отверждение которых производится в нормальных окружающих условиях.

Из рассмотренного видно, что РДТТ характеризуется конструктивной простотой, В то время как ЖРД является лишь частью двигательной установки, в которую входят еще и топливные баки, питающие трубопроводы, заправочно-сливные и дренажно-предохранительные клапаны, а также ряд других элементов, сам по себе РДТТ является, по существу, двигательной установкой. Однако, как мы видели, создание этого «простого» двигателя требует чрезвычайно высокого развития теоретических знаний, химической отрасли техники, технологии производственных процессов, а также овладения многими техническими «секретами».

Полезно привести некоторые соображения в пользу применения РДТТ в космонавтике, дополнительные к тем, которые высказывались ранее. Отметим прежде всего, что простота РДТТ вместе с высокой плотностью твердого топлива позволяет создавать двигательные установки, в которых на конструкцию приходится лишь 5–7 % от общей массы (при использовании ЖРД этот показатель в 1,5 раза хуже). Указанное обстоятельство в значительной степени компенсирует меньший по сравнению с ЖРД удельный импульс РДТТ. По этому важнейшему параметру РДТТ уступает в 1,5 раза лучшим ЖРД, работающим на топливе жидкий кислород — жидкий водород. Известно, что это эффективное топливо явилось одним из факторов успешного осуществления пилотируемых полетов на Луну. Однако его применение не всегда целесообразно, так как связано, в частности, с необходимостью принятия специальных мер к устранению потерь испаряющихся криогенных компонентов (особенно жидкого водорода). А это приводит, естественно, к утяжелению, усложнению конструкции и снижению надежности всего летательного аппарата.