Космические твердотопливные двигатели - страница 2
При всей простоте функциональной схемы РДТТ точный расчет его рабочих характеристик представляет собой сложную задачу. Решается она при помощи методов внутренней баллистики РДТТ; эта научная дисциплина аналогична области науки, которая изучает газодинамические процессы в оружейных ствольных системах. В том случае, когда физические условия во всех точках горящей поверхности заряда одинаковы и топливо однородно, оно сгорает равномерно, параллельными слоями, т. е. фронт горения перемещается от поверхностных слоев в глубь заряда с одинаковой скоростью во всех точках. Давление в камере сгорания (р>к) и тяга РДТТ при неизменной площади минимального сечения (горловины) сопла пропорциональны размерам горящей поверхности и скорости горения топлива (u). Постоянство тяги или необходимое изменение ее во времени достигается применением топлив с разными скоростями горения и выбором соответствующей конфигурации топливного заряда.
В простейшем случае параметр u зависит лишь от р>к и температуры заряда. Для большинства применяемых топлив наблюдается степенной закон зависимости и от рк (показатель степени порядка 0,2–0,9). При р>к = 4–7 МПа параметр и составляет для медленно горящих топлив 2–6 мм/с, для топлив со средней скоростью горения (применяемых в крупных РДТТ) — 6 — 15 мм/с, для быстро горящих — 30–60 мм/с. При увеличении (уменьшении) температуры заряда на 10 К скорость горения увеличивается (соответственно уменьшается) в среднем на 2–5 %.
В космических РДТТ широко применяются так называемые заряды канального горения, сгорающие по поверхностям, которые образованы внутренними осевыми каналами круглого, звездообразного (рис. 2) или другого поперечного сечения. Чтобы исключить горение по торцевым поверхностям (как и по части внутренних), на них наносят так называемые бронирующие покрытия — на основе тех же материалов, что используются для теплозащиты корпуса.
Заряды чисто торцевого горения (рис. 2, а) в космических РДТТ применяются крайне редко. Хотя они характеризуются постоянной во времени поверхностью горения, и, следовательно, в этом случае легко достигается неизменный уровень тяги, однако для получения значительной тяги необходимо было бы предусматривать слишком большой диаметр заряда. Топливные заряды рассматриваемого типа имеют и тот существенный недостаток, что в течение всего времени их горения корпус РДТТ подвергается непосредственному воздействию продуктов сгорания (а значит, проблема теплозащиты стенок корпуса становится особенно острой). От указанных недостатков свободны заряды с осевыми каналами (рис. 2, б, в, г). Кроме того, изменяя геометрическую форму (т. е. высоту, диаметр, количество лучей) этих зарядов и частично бронируя их поверхности, можно получать самый различный характер изменения тяги РДТТ. Часто применяются заряды более сложных конфигураций, образованных сочетанием упомянутых простых форм.
Прекращение действия тяги космических РДТТ происходит обычно при полном сгорании топлива. Можно предусмотреть также выключение РДТТ по команде от системы управления. Наиболее отработанный способ «отсечки» тяги заключается в мгновенном открытии (с помощью пироустройств) отверстий в корпусе РДТТ, суммарная площадь которых больше, чем у горловины сопла. При этом давление в камере сгорания резко будет падать и горение топлива прекращается. Соответствующей ориентацией указанных отверстий и установкой специальных «реверсивных» сопел можно создать отрицательную составляющую тяги, способствующую скорейшему прекращению действия РДТТ.
Рис. 2. Типы топливных зарядов
Маршевые РДТТ могут проектироваться с учетом необходимого изменения направления вектора тяги для управления полетом РН и КА. Указанная цель достигается установкой газовых рулей (не относящихся к конструкции РДТТ) на выходе из сопла, несимметричным вводом соответствующих газа или жидкости в сопло (что приводит к повороту реактивной струи), отклонением (качанием) сопла в осевой плоскости (при помощи соответствующих приводов) и другими способами.
