Історія твердопаливних двигунів

Першою роботою КБ «Південне» в галузі створення твердопаливних ракетних двигунів (РДТП) є розпочате в 1963 р. дослідно-конструкторське розроблення маршового РДТП першого ступеня 15Д15 для комбінованої ракети 8К99.

Перший пуск двигуна було здійснено у квітні 1965 р.

Проте у жовтні 1969 р., незважаючи на серію повністю успішних пусків ракети 8К99, її розроблення було припинено. Досвід створення РДТП дозволив виробити нові прогресивні підходи до визначення найбільш оптимального вигляду майбутніх маршових РДТП.

У 1969 р. у КБ «Південне» було розпочате розроблення МБР 15Ж43 і, у тому числі, РДТП першого ступеня – 15Д122.

Під час створення двигуна було запропоновано ряд прогресивних рішень:

  • комбінований корпус зі склопластиковою трубою поздовжньо-поперечного намотування й металевими днищами;
  • моноблочний заряд із сумішевого твердого палива на основі бутилового каучуку, міцно скріплений з корпусом;
  • центральне, частково втоплене в камеру згоряння стаціонарне сопло із системою керування вектором тяги вдуванням гарячого камерного газу в утоплену надзвукову частину сопла.

Проведені вогневі випробування двигуна 15Д122 підтвердили його працездатність і характеристики, що вимагалися, системи керування вектором тяги на основі «гарячого» вдування.

У цей період у КБ були розроблені керувальні твердопаливні двигуни для розведення космічних об'єктів зі збільшеним часом роботи й керувальними зусиллями (15Д161, 15Д171, 15Д221). У двигунах використовувалися заряди торцевого горіння з безметального сумішевого палива з оригінальною конструкцією скріплення з корпусом і унікальною конструкцією ущільнення в підшипниках обертових сопел.

Наступною роботою КБ «Південне» зі створення РДТП стало розроблення маршового двигуна 3Д65 для першого ступеня ракети морського базування 3М65 (розробки конструкторського бюро ім. Макєєва), у конструкції якого були застосовані найпередовіші інженерні рішення:

  • суцільномотаний корпус типу «кокон» із силовою оболонкою з високоміцного органічного волокна і заставними елементами з титанового сплаву;
  • міцно скріплений з корпусом заряд з високоенергетичного сумішевого палива на основі бутилкаучуку;
  • стаціонарне сопло із системою керування вектором тяги трьома каналами на основі «гарячого» вдування;
  • ряд конструкторських рішень, обумовлених специфікою застосування двигуна в складі ракети морського базування (старт як з надводного, так і підводного положення).

У 1982 р. двигун 3Д65 було допущено до серійного виробництва.

У середині 1970-х років КБ «Південне» розпочало розроблення маршових РДТП першого ступеня – 15Д206 і другого ступеня – 15Д207 для шахтної МБР 15Ж44 і мобільної МБР 15Ж52.

З метою скорочення обсягу і строків експериментального відпрацювання двигун 15Д206 було спроектовано як повний аналог двигуна 3Д65, зміни полягали в підвищенні рівня витратно-тягових характеристик, збільшенні діаметра критичного перерізу і величини тиску в камері згоряння.

Під час розроблення двигуна 15Д207 були застосовані такі нові технічні рішення:

  • стаціонарне сопло з висувним висотним насадком;
  • вуглець-вуглецеві композиційні матеріали для вкладиша критичного перерізу;
  • рецептури палива з підвищеним рівнем енергетичних характеристик;
  • моноблочний заряд з високим коефіцієнтом заповнення камери згоряння.

Наземне відпрацювання двигунів було розпочато в 1979 р.

Проте у 1983 р. було прийнято рішення про припинення розроблення ракет 15Ж44 і 15Ж52 і створення на їх базі МБР 15Ж60 і 15Ж61 з поліпшеними тактико-технічними характеристиками й підвищеним рівнем стійкості до вражаючих факторів ядерної зброї.

Для мобільних ракет 15Ж61 було створено новий двигун другого ступеня – 15Д290, поліпшені характеристики якого були отримані за рахунок застосування нового високоенергетичного сумішевого палива та впровадження ряду конструкторських рішень, що підвищували стійкість двигуна до впливу вражаючих факторів ядерної зброї.

Для ракети 15Ж60 поставлені вимоги до маршових РДТП першого й другого ступенів викликали необхідність створення принципово нового двигуна першого ступеня і модернізації двигуна другого ступеня (15Д305 і 15Д339 відповідно).

Під час розроблення двигуна 15Д305 було закладено такі унікальні рішення:

  • високоенергетичне паливо на основі октогену;
  • корпус типу «кокон»;
  • центральне поворотне сопло на еластичному опорному шарнірі з моноблочним вкладишем критичного перерізу з об'ємно-армованого вуглець-вуглецевого матеріалу.

Для двигуна 15Д339 було створено багатофункціональне покриття, що захищає корпус від усіх вражаючих факторів ядерної зброї, а також покращено масову досконалість конструкції та підвищено ерозійну стійкість сопла.

У результаті проведених робіт у 1986-1988 рр. було завершено відпрацювання РДТП 15Д290, 15Д305 і 15Д339 і розпочато їх серійне виробництво.

У 1988 р. КБ «Південне» було доручено розроблення рушійної установки першого ступеня (15Д365) МБР 15Ж65.

 

Особливостями конструкції двигуна 15Д365 є:

  • моноблочний заряд з поворотним керувальним соплом на еластичному опорному шарнірі з хитанням по круговій діаграмі;
  • органопластиковий корпус типу «кокон»;
  • міцно скріплений заряд з сумішевого палива на основі октогену.

Було проведено п'ять вогневих випробувань із випуском висновку про допуск двигуна 15Д365 до льотних випробувань. Проте через розпад СРСР усі роботи з теми в КБ «Південне» були припинені.

Поряд з маршовими і керувальними РДТП у КБ «Південне» розроблено велику групу (82 типи) малогабаритних твердопаливних двигунів, акумуляторів тиску й газогенераторів.

З їх допомогою вирішено широке коло технічних завдань:

  • мінометний старт ракети;
  • мінометне розділення ступенів ракети;
  • заклон ракети під час мінометного старту;
  • зміна геометрії надувного наконечника головного обтічника;
  • збільшення висотності сопла маршового двигуна;
  • відокремлення і відведення із траєкторії ракети різних об'єктів;
  • керування польотом частин ракети;
  • викид з ракети об'єктів і забезпечення їх польоту із заданою швидкістю;
  • стабілізація об'єктів обертанням.

Багаторічний досвід успішної експлуатації ракет підтвердив високу надійність і високу стійкість розроблених РДТП до впливу зовнішніх експлуатаційних факторів.

Основні характеристики маршових двигунів

Назва

Тяга в пустоті, тс

Компоненти палива

Питомий імпульс у пустоті, кгс с/кг

Маса спорядженого РДТП, т

Ракета

15Д15

70

Сумішеве,

ПЭКА-181Д

265,0

20,0

Призначено для керування першим ступенем ракети 8К99 (SS-X-15).

3Д65

205,8

Сумішеве,

Т-9БК-8Э

274

52,65

Призначено для керування другим ступенем морської ракети 3М-65.

15Д206

235,7

Сумішеве,

Т-9БК-8Э

271,2

52,45

Призначено для керування першим ступенем ракет 15Ж43 і 15Ж52 (SS-24 Mod 1).

15Д207

142,8

Сумішеве,

ОПАЛ

291,2

32,2

Призначено для керування другим ступенем ракет 15Ж43 і 15Ж52 (SS-24 Mod 1).

15Д290

145,7

Сумішеве,

СТАРТ

297,5

32

Призначено для керування другим ступенем ракети 15Ж61(SS-24 Mod 3).

15Д339

147,3

Сумішеве,

СТАРТ

296,6

32,05

Призначено для керування другим ступенем ракети 15Ж60 (SS-24 Mod 2).

15Д305

310,8

Сумішеве,

ОПАЛ

280

51,57

Призначено для керування першим ступенем ракети 15Ж60 (SS-24 Mod 2).

15Д365

145

Сумішеве,

ОПАЛ

283

27,55

Призначено для керування першим ступенем ракети 15Ж65 «Універсал» (SS-X-27).

Основні характеристики двигунів для розведення космічних об'єктів

Назва

Тяга в пустоті, кгс

Компоненти палива

Питомий імпульс у пустоті, кгс . с/кг

Маса спорядженого РДТП, кг

Ракета

15Д171

260

Сумішеве низькотемпературне

Т-9БКН-9 К

232,0

250

Ракета 15А15, 15А16

15Д161

780

229,0

940

Ракета 15А14

15Д221

910

234,5

1343

Основні технічні характеристики малогабаритних РДТП

Тип палива

сумішеве з температурою горіння від 1200 до 3300ºК і вмістом алюмінію від 3 до 18%;

баліститне (двоосновне) з температурою горіння від 1600 до 2800ºК

Маса заряду, кг

від 0,006 до 120

Спосіб кріплення заряду

сумішеве паливо – вкладний і міцно скріплений;

баліститне паливо – вкладний і уклеєний у теплозахисну склянку

Матеріал корпусу

високоміцні сталь, алюмінієвий сплав, титановий сплав

Тип конструкції

класична схема – пряме або відхилене від осі двигуна сопло;

косо зрізане сопло;

односоплова, двосоплова, чотирисоплова схеми, з розсікачем струменя (для ПАД);

у формі сегнерівського колеса;

запуск із боку сопла;

запуск від електричного і механічного піропатронів

Сумарний імпульс тяги, кгс . с

від 5 до 6000

Тяга, кгс

від 7 до 16680

Час роботи, с

від 0,1 до 60

Форма діаграми зміни тяги (витрати)

прямокутна;

дегресивна, східчаста;

прогресивна (у 3-20 разів);

реверс тяги із частотою 15 Гц

 

Керувальний двигун для ракети-носія

Двигун призначено для створення керувальних зусиль по крену в процесі польоту 1-го і 2-го ступенів РН. Керувальні зусилля створюються завдяки послідовному (почерговому) відкриттю-закриттю сопел двигуна за допомогою електромагнітних двокаскадних клапанів.

Основні технічні характеристики

Тяга одного сопла, не менше, кгс

30

Час роботи, не менше, с

75

Маса заряду твердого палива, кгс

16

Маса двигуна, кгс

35

Максимальна частота перемикання клапанів, Гц

5-10

ВГОРУ