книги / Физико-химические свойства взрывчатых веществ, порохов и твердых ракетных топлив

–по удельному импульсу тяги (до 2700 Н*с/кг),

–по плотности топлива (до 2000 кг/м3),

–по нижнему пределу величины устойчивого горения

(1…2 МПа),

–по меньшей зависимости скорости горения от давления

вкамере сгорания и от начальной температуры заряда,

–по возможности изготовления вкладных и прочноскрепленных с корпусом крупногабаритных зарядов.

Следовательно, использование СТТ позволяет существенно повысить дальность полета, уменьшить при необходимости габариты ракетной части, повысить мобильность ракетных комплексов. Основным недостатком СТТ является сравнительно невысокая стабильностьнекоторыхсвойстввпроцессеэксплуатации.

Повышение энергетического уровня СТРТ сопровождает-

ся, как правило, ростом температуры продуктов сгорания, которая составляет при давлении в камере сгорания РДТГ 40 кгс/см2 и при давлении на срезе сопла 1 кгс/см2 для различных составов СТРТ 1050…3600 К.

Температурный диапазон применения СТРТ определяется

уровнем механических характеристик, конструкцией заряда и РДТТ. Для скрепленного заряда определяющими являются деформации на поверхности канала, в местах концентрации напряжений, и адгезионная прочность в зоне крепления заряда с корпусом. Для таких зарядов применяются СТРТ на основе высокомолекулярных и стереорегулярных полибутадиенов, бутилкаучука, функциональных поливинилизопренов. Для вкладных зарядов основные требования определяются прочностью опорной поверхности и прочностью адгезионной связи между бронепокрытием и топливом. Для зарядов вкладных и скрепленных с корпусом, эксплуатируeмых в диапазоне температур - –50…+50оС, применяют СТРТ на основе функциональных полибутадиенов. Деформационные характеристики отдельных СТРТ могут превышать 50 %.

Механические, взрывчатые и реологические свойства СТРТ, а также отработанные технологические процессы обеспе-

61

чивают возможность изготовления крупногабаритных зарядов (диаметром свыше 2,5 м, массой более 50 т). Гарантийные сроки эксплуатации зарядов СТРТ находятся на уровне зарядов из БРТ

ипревышают 10–15 лет.

Втабл. 9 в качестве примера приведены составы СТРТ, разработанные в 1962–1965 годах и изготавливаемые способом свободного литья.

К настоящему времени разработаны многочисленные группы СТРТ, различающиеся по виду окислителя, связующего, высокоэнергетического горючего и других компонентов. В табл. 10 представлены шесть основных типов СТРТ, из которых первые три составлены из традиционных компонентов, а с 4 по 6 – на основе энергоемких компонентов, освоенных отечественной наукой и промышленностью: окислителя АДНА и гидрида алюминия (ГА). Для представленных типов СТРТ приведены удельные импульсы при давлении в камере 7 МПа и на срезе сопла – 0,1 МПа, а также содержание хлористого водорода в продуктах сгорания, характеризующее экологичность состава СТРТ.

Комплекс свойств СТРТ позволил решить проблему создания твердотопливных ракет стратегического назначения с дальностью полета свыше 10 000 км, что не удавалось при использо-

62

вании баллиститных порохов из-за недостаточного уровня энергомассовых характеристик и технологических ограничений по максимальному размеру зарядов (диаметр не более одного метра). СТРТ широко используются также в ракетных системах опе-

Таблица 10 Сравнительные характеристики различных типов СТРТ

ративно-тактического назначения, в ракетах сухопутных войск, военно-морского флота, системах противовоздушной обороны, в космической технике и народном хозяйстве, в частности, в перспективных системах аэрозольного пожаротушения. Это обусловлено широким диапазоном энергетических и баллистических характеристик СТРТ различных классов.

Проанализируем прогресс в развитии метательных ЭКС. Для черного (дымного) пороха достигнутый удельный импульс не превышает 1 250 Н·с/кг; для пироксилиновых порохов он составляет 1 950 Н·с/кг; для нитроглицериновых баллиститных (среднеэнергетических) порохов удельный импульс равен

63

2 100 Н·с/кг. СТРТ па базе ПХА обеспечили удельный импульс до 250 Н·с/кг. Введение в композиции СТРТ мощных ВВ (октогена) позволило поднять удельный импульс до 257 Н·с/кг. Использование нового ВВ – АДНА в сочетании с гидридом алюминия привело к увеличению удельного имnульса до 2700…2800 Н·с/кг.

Здесь хотелось бы рассказать о переходе в 60-х годах ХХ века от баллиститных к смесевым ракетным топливам. Речь пойдет о создании первых отечественных стратегических ракет на твердом топливе*.

К концу 1950-х годов в США были развернуты широкомасштабные работы по созданию твердотопливных стратегических ракет «Поларис» (для подводных лодок) и «Минитмен» (наземного базирования). Несколько ранее в США были разработаны и приняты на вооружение межконтинентальные баллистические ракеты «Атлас» и «Титан» на жидком топливе.

Однако, по мнению ряда специалистов, жидкостные ракеты имели ряд принципиальных недостатков: относительно невысокая боеготовность; низкий уровень защищенности пусковых шахт ракет; крайне сложная система эксплуатации и боевого управления комплексов с этими ракетами; трудность транспортирования ракет в заправленном состоянии; использование высокотоксичных компонентов и ряд других.

Особенно большое значение эти недостатки имели для ракет морского базирования. Поэтому в США уже на начальной стадии разработки атомных ракетоносцев был сделан однозначный выбор в пользу исключительного использования ракет на твердом топливе. Кроме того, применение твердотопливных ракет позволяло создать мобильные железнодорожные и грунтовые комплексы.

* См.: Скворцов И.А., Шур М.С. Роль ОКБ-1 С.П. Королёва в создании первых отечественных стратегических ракет на твердом топливе //

Режим доступа: http:/epizodsspase.testpilot.ru/bibl/iz-istorii/okb-1.html.

64

Все эти преимущества твердотопливных ракет вызвали определенный интерес военно-промышленного руководства нашей страны к разработке стратегических ракет на твердом топливе.

Тогда уже были изготовлены и нашли практическое применение шашки из баллиститного топлива диаметром 300…400 мм и массой до 0,5 т. Победоносцев полагал, что если за эту проблему возьмется Королев и своим авторитетом заинтересует руководителей промышленности, тогда можно было бы создать оборудование и производство для изготовления шашек диаметром до 1 м и массой до 4…5 т.

По мысли Ю.А. Победоносцева, прочное скрепление шашки из баллиститного пороха с корпусом могло быть достигнуто путем намотки на готовую шашку стеклоленты со связующим, которое полимеризовалось бы при нормальной температуре.

Однако эту идею не удалось реализовать из-за недостаточной эластичности баллиститного пороха в заданном интервале температуры хранения и эксплуатации двигателя. Создание двигателей для стратегических твердотопливных ракет (СТР) требовало решения еще целого ряда проблем, являвшихся новыми в эпоху бурного развития жидкостных ракет.

Сюда, в частности, относилось создание новых эффективных конструкционных и теплозащитных материалов, сопловых блоков, не имеющих системы охлаждения, системы управления вектором тяги, систем запуска и отсечки тяги крупногабаритных двигателей, организация производственной, стендовой и экспериментальной баз, разработка уточненных методов расчета и проектирования двигателей и зарядов.

С.П. Королев уже на этой стадии решения данной проблемы понимал перспективность твердотопливных ракет для обороны страны и необходимость развертывания этих работ в нашей стране, чтобы не отстать от США. В связи с этим им было принято решение образовать инициативную группу специалистов, перед которой была поставлена задача изучения возможных перспектив создания твердотопливных ракет средней

65

и межконтинентальной дальности полета с использованием в то время разработанных баллиститных порохов.

Через три месяца инициативная группа, которая работала

втесном взаимодействии с лабораторией Победоносцева (НИИ-125), выпустила технический отчет. Проектные исследования показали, что для СТР с дальностью стрельбы 2 000 км и более необходима разработка моноблочных двигателей диаметром более 1 м, что не представлялось возможным из-за технических ограничений по диаметру шашек, изготавливаемых из баллиститного пороха методом проходного прессования. Максимально допустимый по технологии диаметр шашек не превышал 800 мм. Поэтому двигатели каждой ступени должны были иметь пакетную компоновку из 4…8 блоков в зависимости от дальности полета ракеты.

Эскизный проект был выпущен в августе 1960 года. Ракета 8К95 имела три ступени пакетной компоновки из 4 двигателей

впакете. Цилиндрические корпуса двигателей изготовлялись из стеклопластика (с прочностью в тангенциальном направлении 40 кгс/кв.мм) методом тканевой намотки и имели отъемные стальные днища, сопловые блоки из титанового сплава ВТ-14 с напылением на раструб трехокиси алюминия толщиной 1 мм.

Вдвигателях планировалось использовать баллиститный порох РСТ-4К, который в дальнейшем был заменен на порох НМФ-2. Вкладной пороховой заряд горел по внутреннему цилиндрическому каналу, торцам и поверхности 4 продольных щелей, расположенных в передней части заряда. Такая форма поверхности горения обеспечивала практически нейтральную диаграмму давления в двигателе.

Заряд имел бронирующее покрытие по наружной поверхности и устанавливался в корпус двигателя с упором в районе заднего днища и с периферийным радиальным зазором для формирования застойной зоны и разгрузки заряда от растягивающих тангенциальных напряжений при действии продуктов сгорания. Номинальное рабочее давление в двигателях ракеты

66

8К95 составляло около 40 кгс/см2, что было близко к нижнему пределу устойчивого горения пороха НМФ-2 и определялось в первую очередь необходимостью обеспечения требуемого уровня скоростей горения и времени работы двигателей.

Диаметр шашек составлял: у 1-й ступени – 800 мм, у 2-й и 3-й – 700 мм. Благодаря перечисленным техническим решениям было достигнуто по тому времени конструктивное совершенство двигателей и ступеней ракеты. Так, на каждый килограмм топлива приходилось для 1-й ступени 190 г массы конструкции, для 2-й ступени – 260 г и для 3-й – 390 г. Для сравнения, этот показатель у ракеты М-13 («Катюша») составлял 2 кг массы конструкции на каждый килограмм топлива, т.е. в 5…10 раз хуже, чем у ракеты 8К95 (РТ-1).

Уже при создании ракеты РТ-1 Королеву, Садовскому и ведущим сотрудникам ОКБ-1 стало очевидно, что эта ракета по летно-техническим характеристикам значительно уступает ракете США «Минитмен-1». Так, при стартовой массе 29,5 т «Минитмен-1» имел предельную дальность 9 300 км, а у РТ-1 эти характеристики составляли соответственно 34 т и 2 400 км.

Основной причиной отставания ракеты РТ-1 являлось использование в маршевых двигателях баллиститного пороха. Поэтому для решения наиболее актуальной в то время задачи – создания МБР на твердом топливе, по своим характеристикам приближающейся к «Минитмен-1», было необходимо использование смесевых твердых топлив, обеспечивающих более высокие энергетические и лучшие массовые характеристики двигателей и ракеты в целом. Однако в то время в нашей стране отсутствовала сырьевая и промышленная база по производству СТРТ.

Поэтому уже в апреле 1961 года, когда еще проходили наземные испытания двигателей РТ-1, вышло постановление правительства, по которому предусматривалась разработка серии ракет на твердом топливе – РТ-2, РТ-15, РТ-25.

67

После выхода постановления правительства, которое определило начало работ по ракете РТ-2, в ОКБ-1 было проведено установочное совещание и подготовлена программа «Нейлон-С»

рн = 1 кгс/см2). Плотность топлива 1,75…1,76 г/см3. Эти топлива должны были обеспечить возможность изготовления зарядов массой до 40 тонн методом непосредственного литья в корпус двигателя. Одновременно была намечена программа по разработке корпусов и теплозащитных материалов, создана программа отработки двигателей.

В разработке двигательных установок с зарядами из смесевых твердых топлив участвовали:

ОКБ-1 (С.П. Королев) и КБ Главного конструктора М.Ю. Цирульникова совместно с разработчиками топлив и зарядов НИИ130 (директор А.М. Секалин), НИИ-6 (директор И.И. Вернидуб)

ипозднее, с 1962 г. – НИИ-9 (директор – Я.Ф. Савченко) – 1-я ступень (блок А).

КБ Главного конструктора П.А. Тюрина совместно с институтом, возглавляемым В.С. Шпаком, позднее и с НИИ-9 – 2-я ступень (блок Б).

КБ Главного конструктора П.А. Тюрина совместно с институтом В.С.Шпака и НИИ-125 (директор Б.П. Жуков), а также КБ Главного конструктора М.Ю. Цирульникова с НИИ-130 – 3-я ступень (блок В).

Таким образом, разработка ракетных ступеней проводилась в известной мере на конкурсных началах. В разработке первой

итретьей ступеней принимали участие по две конструкторских организации, а в разработке топлив и зарядов для ракеты 8К98 – пять топливных организаций.

Хотя в 1963 году был выполнен большой объем отработки зарядов и двигателей, сложилась критическая ситуация по двигателям блоков А и Б, поскольку ни одно из используемых к тому времени топлив не удовлетворяло поставленным требовани-

68

ям по относительной деформации 40 %, вместо имевшейся не более 10–12 %.

Выходом из создавшегося положения явилась разработка НИИ-9 принципиально новых рецептур, использование которых обеспечило относительную деформацию топлива до 60 %.

Весной 1963 года на заседании Совета Главных конструкторов под председательством С.П. Королева директор НИИ-9 Я.Ф. Савченко представил предложения по созданию зарядов из топливаНИИ-9, заливаемогонепосредственно вкорпусдвигателя.

Большой объем наземных испытаний обеспечил успех уже первого летного испытания ракеты РТ-2, которое было проведено 4 ноября 1966 года Летно-конструкторские испытания РТ-2 были завершены в декабре 1968 года, после чего она была принята на вооружение.

Разработка ракеты РТ-2 явилась толчком для развития существующих и создания новых научно-технических направлений, таких как теория горения и воспламенения СТРТ; термодинамика

игазодинамика двухфазных течений продуктов сгорания; теория прочности зарядов СТРТ, прочноскрепленных с корпусом РДТТ; экспериментально-теоретические методы определения удельного импульса двигателя; теория разбросов характеристик РДТТ; синтез новых и исследование существующих компонентов СТРТ; разработка новых высокоэффективных рецептур топлив; совершенствование технологических методов изготовления зарядов непосредственной заливкой в корпус двигателя; теория стабильности и прогнозирования гарантийных сроков хранения зарядов; разработка новых эффективных конструкционных, теплозащитных и эрозионностойких материалов; исследования в области конструирования корпусов РДТТ, а также сопловых блоков и органов управления вектором тяги; разработка методов испытаний РДТТ и их эксплуатации и других.

Подробно химия и технология всех этих разновидностей энергонасыщенных конденсированных систем рассматривается в соответствующих курсах лекций по специальности «Химия

итехнология производства компонентов», «Химия и технология

69

пироксилиновых порохов», «Химия и технология баллиститных порохов», «Химия и технология смесевых твердых ракетных топлив». Поэтому здесь мы дополнительно рассмотрим дымные пороха и пиротехнические смеси.

1.4.4. Дымные пороха

Дымные пороха относят к нитратным гетерогенным системам. По существу, дымный порох является смесевым твердым топливом на основе низкомолекулярного связующего.

Состав дымного пороха. Дымный порох включает в себя следующие вещества в различных соотношениях (табл. 11):

окислитель – калиевая селитра (KNO3); горючее – древесный уголь; цементатор – сера.

Таблица 11

Состав дымного пороха

При термическом разложении калиевой селитры

2KN03→K20+N2+2,502

высвобождается 40 % активного кислорода, который расходуется на окисление горючих элементов угля и серы.

Для изготовления древесного угля используются мягкие лиственные породы деревьев (ольха, липа и др.).

70