История твердотопливных двигателей

Первой работой КБ «Южное» в области создания твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ) является начатая в 1963 г. опытно-конструкторская разработка маршевого РДТТ первой ступени 15Д15 для комбинированной ракеты 8К99.

Первый пуск двигателя был проведен в апреле 1965 г.

Однако в октябре 1969 г., несмотря на серию полностью успешных пусков ракеты 8К99, ее разработка была прекращена. Опыт создания РДТТ позволил выработать новые прогрессивные подходы к определению наиболее оптимального облика будущих маршевых РДТТ.

В 1969 г. в КБ «Южное» была начата разработка МБР 15Ж43 и, в том числе, РДТТ первой ступени – 15Д122.

При создании двигателя был предложен ряд прогрессивных решений:

  • комбинированный корпус со стеклопластиковой трубой продольно-поперечной намотки и металлическими днищами;
  • моноблочный заряд из смесевого твердого топлива на основе бутилового каучука, прочноскрепленный с корпусом;
  • центральное частично утопленное в камеру сгорания стационарное сопло с системой управления вектором тяги вдувом горячего камерного газа в утопленную сверхзвуковую часть сопла.

Проведенные огневые испытания двигателя 15Д122 подтвердили его работоспособность и требуемые характеристики системы управления вектором тяги на основе «горячего» вдува.

В этот период в КБ были разработаны управляющие твердотопливные двигатели для разведения космических объектов с увеличенным временем работы и управляющими усилиями (15Д161, 15Д171, 15Д221). В двигателях использовались заряды торцевого горения из безметального смесевого топлива с оригинальной конструкцией скрепления с корпусом и уникальной конструкцией уплотнения в подшипниках вращающихся сопел.

Следующей работой КБ «Южное» по созданию РДТТ стала разработка маршевого двигателя 3Д65 для первой ступени ракеты морского базирования 3М65 (разработки конструкторского бюро им. Макеева), в конструкции которого были применены самые передовые инженерные решения:

  • цельномотанный корпус типа «кокон» с силовой оболочкой из высокопрочного органоволокна и закладными элементами из титанового сплава;
  • прочноскрепленный с корпусом заряд из высокоэнергетического смесевого топлива на основе бутилкаучука;
  • стационарное сопло с системой управления вектором тяги по трем каналам на основе «горячего» вдува;
  • ряд конструкторских решений, обусловленных спецификой применения двигателя в составе ракеты морского базирования (старт, как из надводного, так и подводного положения).

В 1982 г. двигатель 3Д65 был допущен к серийному производству.

В середине 1970-х годов КБ «Южное» приступило к разработке маршевых РДТТ первой ступени – 15Д206 и второй ступени – 15Д207 для шахтной МБР 15Ж44 и мобильной МБР 15Ж52.

С целью сокращения объема и сроков экспериментальной отработки двигатель 15Д206 был спроектирован как полный аналог двигателя 3Д65, изменения состояли в повышении уровня расходно-тяговых характеристик, увеличении диаметра критического сечения и величины давления в камере сгорания.

При разработке двигателя 15Д207 были применены следующие новые технические решения:

  • стационарное сопло с выдвижным высотным насадком;
  • углерод-углеродные композиционные материалы для вкладыша критического сечения;
  • рецептуры топлива с повышенным уровнем энергетических характеристик;
  • моноблочный заряд с высоким коэффициентом заполнения камеры сгорания.

Наземная отработка двигателей была начата в 1979 г.

Однако в 1983 г. было принято решение о прекращении разработки ракет 15Ж44 и 15Ж52 и о создании на их базе МБР 15Ж60 и 15Ж61 с улучшенными тактико-техническими характеристиками и повышенным уровнем стойкости к поражающим факторам ядерного оружия.

Для мобильных ракет 15Ж61 был создан новый двигатель второй ступени – 15Д290, улучшенные характеристики которого были получены за счет применения нового высокоэнергетического смесевого топлива и внедрения ряда конструкторских решений, повышающих стойкость двигателя к воздействию поражающих факторов ядерного оружия.

Для ракеты 15Ж60 предъявленные требования к маршевым РДТТ первой и второй ступеней привели к необходимости создания принципиально нового двигателя первой ступени и модернизации двигателя второй ступени (15Д305 и 15Д339 соответственно).

При разработке двигателя 15Д305 были заложены следующие уникальные решения:

  • высокоэнергетическое топливо на основе октогена;
  • корпус типа «кокон»;
  • центральное поворотное сопло на эластичном опорном шарнире с моноблочным вкладышем критического сечения из объемно-армированного углерод-углеродного материала.

Для двигателя 15Д339 было создано многофункциональное покрытие, защищающее корпус от всех поражающих факторов ядерного оружия, а также улучшено массовое совершенство конструкции и повышена эрозионная стойкость сопла.

В результате проведенных работ в 1986-1988 гг. была завершена отработка РДТТ 15Д290, 15Д305 и 15Д339 и начато их серийное производство.

В 1988 г. КБ «Южное» была поручена разработка двигательной установки первой ступени (15Д365) МБР 15Ж65.

Особенностями конструкции двигателя 15Д365 являются:

  • моноблочный заряд с поворотным управляющим соплом на эластичном опорном шарнире, с качанием по круговой диаграмме;
  • органопластиковый корпус типа «кокон»;
  • прочноскрепленный заряд из смесевого топлива, на основе октогена.

Было проведено пять огневых испытаний с выпуском заключения о допуске двигателя 15Д365 к летным испытаниям. Однако из-за распада СССР все работы по теме в КБ «Южное» были прекращены.

Наряду с маршевыми и управляющими РДТТ в КБ «Южное» разработана большая группа (82 типа) малогабаритных твердотопливных двигателей, аккумуляторов давления и газогенераторов.

С их помощью решен широкий круг технических задач:

  • минометный старт ракеты;
  • минометное разделение ступеней ракеты;
  • заклон ракеты при минометном старте;
  • изменение геометрии надувного наконечника головного обтекателя;
  • увеличение высотности сопла маршевого двигателя;
  • отделение и увод с траектории ракеты различных объектов;
  • управление полетом частей ракеты;
  • выброс с ракеты объектов и обеспечение их полета с заданной скоростью;
  • стабилизация объектов вращением.

Многолетний опыт успешной эксплуатации ракет подтвердил высокую надежность и высокую стойкость разработанных РДТТ к воздействию внешних эксплуатационных факторов.

Основные характеристики маршевых двигателей

Название

Тяга в пустоте, тс

Компоненты топлива

Удельный импульс в пустоте, с

Масса снаряженного РДДТ, т

Ракета

15Д15

70

Смесевое,

ПЭКА-181Д

265,0

20,0

Предназначен для управления первой ступенью ракеты 8К99 (SS-X-15).

3Д65

205,8

Смесевое,

Т-9БК-8Э

274

52,65

Предназначен для управления второй ступенью морской ракеты 3М-65.

15Д206

235,7

Смесевое,

Т-9БК-8Э

271,2

52,45

Предназначен для управления первой ступенью ракет 15Ж43 и 15Ж52 (SS-24 Mod 1).

15Д207

142,8

Смесевое,

ОПАЛ

291,2

32,2

Предназначен для управления второй ступенью ракет 15Ж43 и 15Ж52 (SS-24 Mod 1).

15Д290

145,7

Смесевое,

СТАРТ

297,5

32

Предназначен для управления второй ступенью ракеты 15Ж61(SS-24 Mod 3).

15Д339

147,3

Смесевое,

СТАРТ

296,6

32,05

Предназначен для управления второй ступенью ракеты 15Ж60 (SS-24 Mod 2).

15Д305

310,8

Смесевое,

ОПАЛ

280

51,57

Предназначен для управления первой ступенью ракеты 15Ж60 (SS-24 Mod 2).

15Д365

145

Смесевое,

ОПАЛ

283

27,55

Предназначен для управления первой ступенью ракеты 15Ж65 «Универсал» (SS-X-27).

Основные характеристики двигателей для разведения космических объектов

Название

Тяга в пустоте, кгс

Компоненты топлива

Удельный импульс в пустоте, кгс с/кг

Масса снаряженного РДДТ, кг

Ракета

15Д171

260

Смесевое низкотемпературное

Т-9БКН-9К

232,0

250

Ракета 15А15, 15А16

15Д161

780

229,0

940

Ракета 15А14

15Д221

910

234,5

1343

Основные технические характеристики малогабаритных РДТТ

Тип топлива

смесевое с температурой горения от 1200 до 3300оК и содержанием алюминия от 3 до 18%;

баллиститное (двухосновное) с температурой горения от 1600 до 2800оК

Масса заряда, кг

от 0,006 до 120

Способ крепления заряда

смесевое топливо – вкладной и прочноскрепленный;

баллиститное топливо – вкладной и вклеенный в теплозащитный стакан

Материал корпуса

высокопрочные сталь, алюминиевый сплав, титановый сплав

Тип конструкции

классическая схема – прямое или отклоненное от оси двигателя сопло;

кососрезанное сопло;

односопловая, двухсопловая, четырехсопловая схемы, с рассекателем струи (для ПАД);

в форме сегнерова колеса;

запуск со стороны сопла;

запуск от электрического и механического пиропатронов

Суммарный импульс тяги, кгс с

от 5 до 6000

Тяга, кгс

от 7 до 16680

Время работы, с

от 0,1 до 60

Форма диаграммы изменения тяги (расхода)

прямоугольная;

дегрессивная, ступенчатая;

прогрессивная (в 3-20 раз);

реверс тяги с частотой 15 Гц

Управляющий двигатель для ракеты-носителя

Двигатель предназначен для создания управляющих усилий по крену в процессе полета 1-й и 2-й ступеней РН. Управляющие усилия создаются благодаря последовательного (поочередного) открытия-закрытия сопел двигателя с помощью электромагнитных двухкаскадных клапанов.

Основные технические характеристики

Тяга одного сопла, не менее, кгс

30

Время работы, не менее, с

75

Вес заряда твердого топлива, кгс

16

Вес двигателя, кгс

35

Максимальная частота переключения клапанов, Гц

5-10