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 |