книги / Проектная оценка параметров ракетного двигателя твердого топлива

где δдн – относительная толщина днища (δдн = δдн / Rм ).

На этапе проектировочного расчета массы переднего и заднего днища могут быть приняты одинаковыми mпд = mзд = mдн.

Аналогично равными также могут быть приняты массы защитного слоя переднего и заднего днища mзспд = mзс зд = mзс дн. Однако

следует понимать, что условия работы защитного слоя заднего днища оказываются более напряженными, чем защитного слоя переднего днища, в силу больших скоростей движения продуктов сгорания твердого ракетного топлива у заднего днища. Большие скорости движения продуктов сгорания приводят к увеличению интенсивности конвективного теплообмена.

При проектном расчете массы защитного слоя днищ принимаем также, что толщина защитного слоя днища δзс дн равна толщине за-

щитного слоя обечайки δзс о. Тогда масса защитного слоя днища определится по формуле

Если применяется схема конструкции двигателя с утопленным соплом, то масса конструкции заднего днища уменьшается на величину ∆mпо зд:

где Dзпо – диаметр заднего полюсного отверстия (рис. 6).

31

lв

Lа

Рис. 6. Эскиз двигателя с утопленным соплом

По рекомендации, приведенной в работах [1, 2, 4], масса сопла mc на этапе баллистического проектирования определяется по формуле

где ks – коэффициент, зависящий от формы заряда и размеров канала ( ks = 2,03…3,04); ρс ср – средняя плотность материала (металла и

теплозащиты) расширяющейся части сопла; αс – коэффициент пропорциональности средней толщины стенки сопла с теплозащитой диаметру камеры сгорания (αс = 0,004…0,008); lз – относительная

длина заряда; βс – угол полураствора конического сопла.

Cиловая конструкция сопла может изготавливаться из высокопрочных титановых сплавов и сталей. Теплозащитными покрытиями (ТЗП) входной части сопла служат стекловолокнистые материалы, углепластики. В районе критического сечения применяют графитовые вкладыши, которые для защиты от эрозии покрывают вольфрамом. Может применяться и металлокерамика. Раструб сопла покрывается аблирующими материалами на основе фенолоформальдегидных смол или углепластиками. Характеристики наиболее употребительных ТЗП приведены в работе [1] и табл. 10.

32

Средняя плотность материала (металла и теплозащиты) расширяющейся части сопла ρс ср определяется следующей зависимостью:

ρсcp =ρмδм +ρТЗПδТЗП,

где ρм, ρТЗП – значения плотности материалов металла и теплоза-

Оптимальная степень утопленности нераздвижного центрального

33

сопла согласно данным, приведенным в работе [9], составляет порядка 0,5.

Угол βс для профилированного по методу парабол сопла может быть определен как среднеарифметическое двух углов αm и αa, которые определяются при проектировании сопла [7]:

βc = αm 2+αa ,

где αm – угол на входе в сверхзвуковую часть сопла (в точке m); αa – выходной угол наклона кромки сопла к его оси (в точке а).

Масса узлов крепления днища, масса воспламенителя и других элементов определяется величиной, пропорциональной массе днища mдн, по формуле, приведенной в работе [1]:

mук = (0,16...0,25) Kt pкmдн ,

где Kt – температурный коэффициент, зависящий от марки топлива и конструкции заряда, обычно принимаемый Kt = 1,2.

Справедливо отметить, что полученное на этом этапе техническое предложение по параметрам и эскизу ракетного двигателя твердого топлива является первым шагом последующего итерационного процесса, связанного с улучшением, а иногда и с пересмотром решений, принятых на ранних стадиях проектирования. На следующем этапе рабочего проектирования, связанном с разработкой конструкторской и технологической документации, вновь могут возникнуть вопросы, возвращающие выполнение проекта на более ранние стадии принятия проектных решений. Такая итерационная процедура технического творчества может наблюдаться как после проведения огневых стендовых испытаний двигателей, так и после летных испытаний ракеты.

Проектант ракетных двигателей должен понимать важность и ответственность каждого этапа проектирования, с одной стороны, а также необходимость участия в объективно возникающем итерационном процессе совершенствования создаваемого двигателя, с другой стороны.

34

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1.Павлюк Ю.С. Баллистическое проектирование ракет: учеб. пособие для вузов. – Челябинск: Изд-во ЧГТУ, 1996. – 92 с.

2.Усолкин Ю.Ю. Расчет энергомассовых и габаритных характеристик РДТТ: метод. пособие. – Миасс, 2001.

3.Баллистическая ракета на твердом топливе /А.М. Синюков, Л.И. Волков, А.И. Львов, А.М. Шишкевич; под ред. А.М. Синюко-

ва. – М.: Воениздат, 1972. – 512 с.

4.Проектирование и испытания баллистических ракет /под ред. В.И. Варфоломеева, М.И. Копытова. – М.: Изд-во МО, 1970. – 392 с.

5.Пальчиковский В.Г. Основы проектировочного расчета внутренней баллистики маршевого РДТТ: учеб. пособие / Перм. гос.

техн. ун-т. – Пермь, 2000. – 79 с.

6.Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. – М.: Воениздат, 1966. – 256 с.

7.Бульбович Р.В. Выбор сопла ракетного двигателя на заданное значение тяги на расчетном режиме: учеб.-метод. пособие. – Пермь: Изд-во Перм. нац. исслед. политехн. ун-та, 2018. – 59 с.

8.Газодинамические функции. Пятизначные таблицы для адиабатического изоэнтропического потока и адиабатического изоэнтропического потока с подводом массы: учеб. пособие для студ. / Ю.Д. Иров [и др.]. – М.: Машиностроение, 1965. – 399 с.

9.Соколовский М.И. Композиты – основной материал ракетного твердотопливного двигателестроения (опыт ОАО «НПО «Искра») // Ракетные двигатели и проблемы освоения космического пространства / под ред. И.Г. Ассовского, О.Д. Хайдена. – М.: ТОРУС ПРЕСС, 2005. – Т. 1. – 520 с.

35

ПРИЛОЖЕНИЯ

MGM-29 «Сержант» (MGM-29 “Sergeant”) – американская твердотопливная управляемая тактическая ракета класса «земляземля», разработанная в Лаборатории реактивного движения, поступила в Армию США в 1962 г. на замену комплексу MGM-5 «Капрал». Установки были развернуты в Европе и Южной Корее в 1963 г. В качестве боевой части на ракету устанавливалась обычная или ядерная боеголовка. На смену MGM-29 был разработан комплекс MGM-52 «Ланс».

MGM-29 «Сержант» считалась промежуточным этапом в развитии тактических ракет, поскольку требовала длительной предпусковой подготовки. Комплекс состоял из трех грузовых автомобилей:

36

пусковой установки, транспортера и командного пункта. MGM-29 «Сержант» использовалась в качестве второй ступени ракетыносителя «Скаут», а дальнейшие разработки на ее основе использовались в качестве вторых и третьих ступеней ракеты «Юпитер-С», а также вторых, третьих и четвертых ступеней ракет-носителей «Юнона-1»и «Юнона-2».

Твердотопливный двигатель ракеты разработан компанией Thiokol в Редстоунском арсенале. В дальнейшем он стал основой для ракетной ступени «Кастор», использовавшейся на нескольких раке- тах-носителях.

«Першинг-1А» (MGM-31A “Pershing IA”)

«Першинѓ -1А» (MGM-31A “Pershing IA”) – американская твердотопливная двухступенчатая баллистическая ракета малой дальности мобильного базирования. Разработчик и генеральный подрядчик опытно-конструкторских работ – The Martin Company.

37

Заменили в войсках ракеты «Редстоун», а затем ракеты «Пер- шинг-1А» с инерциальной навигационной системой были заменены более дальнобойными усовершенствованными ракетами «Першинг» с радиолокационной системой наведения на терминальном участке траектории полета (RADAG).

К 1970 г. почти все системы «Першинг-1» были заменены на более совершенный аналог «Першинг-1А». Производство «Пер- шинг-1А» закончилось в 1975 г. и было вновь начато в 1977 г. для замены ракет, использованных в учебных целях.

«Першинг-1А» была серьезно улучшена в 1971 г. Старые аналоговые системы наведения и контроля были заменены единой цифровой системой. Ракета стала более доступной и простой в обслуживании. Дальнейшие улучшения (1976) позволили запускать ракеты из любого местоположения, без выезда на заранее подготовленные позиции. Всего было изготовлено 754 ракеты «Першинг-1» и «Пер- шинг-1А», из которых 180 были развернуты в Европе. Ракеты «Пер- шинг-1А» были высокомобильным оружием, что позволяло быстро рассредоточивать их по позициям в случае войны. Благодаря этому ракеты «Першинг» признаны наиболее живучим ядерным оружием, когда-либо размещенным в Европе.

38

«Першинг-2» (MGM-31C “Pershing II”)

«Першинг-2» (MGM-31C “Pershing II”) – американская твер-

дотопливная двухступенчатая баллистическая ракета средней дальности мобильного базирования. В 1973 г. началась разработка системы, призванной заменить «Першинг-1А». Четырехсоткилотонная боеголовка была признана слишком мощной для ракеты такой дальности, а меньшая мощность требовала большей точности.

В1976 г. Советский Союз начал развертывание ракет РСД-10

смаксимальной дальностью стрельбы 4300 км (после модернизации дальность была увеличена до 5500 км). В связи с этим требования к дальности стрельбы «Першинг-2» возросли до 1400 км. Чтобы достигнуть территории СССР, командование НАТО приняло решение

39

развернуть вместе с «Першинг-2» крылатые ракеты «Томагавк» наземного базирования, которые обладали бóльшим радиусом действия, но гораздо меньшей скоростью. К середине 1970-х гг. был достигнут ядерный паритет между странами Объединенного Варшавского договора и НАТО. В ответ на начавшееся в 1976 г. развертывание СССР баллистических ракет средней дальности РСД-10 НАТО приняло решение развернуть в Европе 572 ракеты средней дальности: 108 ракет «Першинг-2» и 464 крылатых ракет «Томагавк» наземного мобильного базирования.

В декабре 1987 г. СССР и США подписали Договор о ликвидации ракет средней и меньшей дальности (РСМД), согласно которому подлежали ликвидации все ракеты средней (от 1000 до 5500 км) и меньшей (от 500 до 1000 км) дальности. Снятие «Першинг-2» с дежурства в Европе началось в октябре 1988 г. и завершилось 6 июля

1989 г.

Семейство «Минитмен» (LGM-30 “Minuteman”)

40