Твердотопливные ракетные двигатели

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