Для создания реактивной тяги.

Энциклопедичный YouTube

1 / 5

Жидкое ракетное топливо - История создания

Горит ли твёрдое ракетное топливо в вакууме?

КАК РАБОТАЕТ ДВИГАТЕЛЬ РАКЕТЫ? [ЖРД]

РДМ-60-5 №36 (НН-Фруктоза-Сорбит-S-Fe2O3 61,4%-25%-8%-5%-0,6%)

ракетные двигатели

Субтитры

Основные виды

Гомогенные топлива

Поскольку увеличение толщины горящего свода свыше 10 мм для одноосновных топлив затрудняется из-за длительности удаления летучего растворителя из толстосводных пороховых шашек, из гомогенных топлив наиболее распространены двухосновные топлива - твёрдые коллоидные растворы (как правило, нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе-пластификаторе (обычно в нитроглицерине , но используются и другие взрывчатые вещества, например, ЭГДН , ди- и тринитротолуол). Классическим примером данного вида топлив являются баллиститные ТРТ. Нитрат целлюлозы имеет отрицательный кислородный баланс, нитроглицерин имеет небольшой положительный кислородный баланс. Производство шашек ТРТ данного типа предусматривает проходное прессование на шнековом прессе при температуре 60-80 °С.

К достоинствам таких топлив относятся хорошие механические (предел прочности современных баллиститных топлив составляет 10-20 МПа, что на порядок превосходит смесевые ТРТ ), температурные [ ] и другие конструкционные свойства, высокая стабильность при хранении [ ] , отработанность промышленностью и дешевизна, а также низкое содержание в продуктах горения твёрдых и конденсированных частиц (то есть «бездымность») и экологически вредных веществ (благодаря отсутствию в составе хлора). Недостатками же являются ограниченные возможности повышения удельного импульса и невозможность получения шашек большого размера (диаметром более 1 метра) .

Дымный порох

Исторически первым смесевым топливом был чёрный порох, однако сейчас он применяется в качестве твёрдого ракетного топлива только в пиротехнических изделиях различного назначения и модельных ракетах. Он прост в получении, но имеет низкий удельный импульс, неравномерность горения, гигроскопичен, сложно получить шашки большого размера. При хранении шашек большого размера более 1-3 лет, происходит растрескивание шашки вследствие роста кристаллов селитры и изменения влажности шашки. Образовавшиеся трещины снижают стабильность хранения и могут привести к разрушению шашки при горении. Для повышения стабильности хранения пороховых шашек из дымного пороха, в конце 19-го века в Швеции было предложено заменить часть древесного угля на асфальт-битумную фракцию нефти. Это увеличило срок годности шашек диаметром 200-800 мм почти в 3 раза (до 7 лет для шашек диаметром 200 мм). С освоением промышленностью бездымных порохов, шашки ТРТ диаметром более 40-50 мм не производят из дымных порохов.

Современные смесевые топлива

Смесевые твердые топлива (СТТ) представляют собой смесь твердых горючего и окислителя. Существует большое количество различных смесей пригодных для ракетостроения. Как правило все они создаются вокруг небольшого количества эффективных твердых окислителей, которые комбинируют с разнообразными горючими веществами. Наиболее известные окислители:

• Перхлораты : аммония (NH 4 ClO 4), лития (LiClO 4), калия (KClO 4).
• Нитраты (селитры): калия (КNО 3), аммония (NH 4 NO 3) и другие.
• динитрамид аммония (NH 4 N(NO 2) 2).

В качестве горючего используются:

• металлы или их сплавы (алюминий , магний , литий , бериллий), гидриды металлов.
• полимеры и смолы (полиэтилен , полиуретан , полибутадиен, каучук , битум).
• Другие вещества, например полисульфиды , бор , углерод .

В современных твердотопливных двигателях большой мощности чаще всего применяют смесь перхлората аммония с алюминием и каучуками. Иногда вместо каучуков используют полиуретан, что позволяет повысить срок годности шашки ТРТ и увеличить её жесткость, но, в ущерб технологичности производства. Алюминий является основным источником тепловой энергии благодаря высокой теплотворности реакции окисления. Однако ввиду высокой температуры кипения оксид алюминия в реактивной струе РДТТ является твердым веществом и не совершает термодинамической работы при расширении в сопле. Поэтому основным источником газообразных продуктов является полимерное связующее. Примесь твердых продуктов сгорания ТРТ увеличивает внутреннее трение в реактивной струе газов, что снижает КПД работы РДТТ. Удельный импульс такого топлива около 250-280 секунд.

В ряде военных изделий с высокими ТТХ вместо перхлората аммония иногда применяется динитрамид аммония, дающий больший удельный импульс. Однако он гораздо дороже, требует аккуратного обращения на стадии производства шашки ТРТ и повышает восприимчивость шашки к прострелу и детонации.

Энергетика ТРТ для ряда ракет военного назначения (ЗУР, МБР, УР воздушного боя и пр.) повышается добавкой октогена в ТРТ, это несколько ухудшает эксплуатационные свойства, но позволяет увеличить удельный импульс тяги ТРТ .

В последние десятилетия для повышения энергетических свойств твёрдых ракетных топлив, а также уменьшения вредного влияния на окружающую среду, ведётся интенсивный поиск бесхлорных окислителей для ТРТ на замену перхлорату аммония, но все предлагаемые вещества пока слишком дороги, неэффективны или опасны.

Первая стадия производства СТТ включает подготовку окислителя (измельчение и сушка) и приготовление горюче-связующего (смешение олигомеров, пластификаторов и органической части окислительно-восстановительной инициирующей системы (ОВИС)). Затем смешивают окислитель с минеральными компонентами ОВИС, а горюче-связующее с остальными твердыми компонентами (БВВ, порошки металлов, катализаторы горения, стабилизаторы химической стойкости и пр.). Смешение вязкого горюче-связующего и окислителя производят в ротационных или роторных смесителях при небольшой скорости вращения. Готовой массой заполняют корпус РДТТ или форму (предварительно покрытую антиадгезивом). Шашку выдерживают некоторое время при повышенной температуре (45-70*С) в термокамере. Чем крупнее заряд и чем выше энергетика топлива, тем ниже температура нагрева и длительнее выдержка. После сшивки полимерного горюче-связующего трехмерной сеткой поперечных связей, шашку остужают и вынимают из формы (если отливали в форму) или направляют для окончательной сборки РДТТ (если отливали в корпус двигателя). СТТ являются более дорогими и сложными в производстве ТРТ, но, они обеспечивают высокие энергетические характеристики и позволяют производить шашки практически любого размера (до нескольких сотен тонн и более) .

Модифицированные двухосновные топлива

В качестве компонентов в смесевые топлива могут добавляться значительные количества двухосновных топлив. Такие составы называют модифицированными двухосновными топливами.

Карамельное топливо

В кустарном ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту (сорбит , сахар и т. п.). Достаточно простое в изготовлении и обращении, оно обладает невысоким удельным импульсом, отличается нестабильными свойствами и опасно в производстве. Аналогичные кустарные составы иногда используют нерегулярные вооруженные формирования для неуправляемых реактивных снарядов малой дальности (например, НУР Кассам).

Необычные топлива

В 2009 году в США прошли наземные огневые испытания твердотопливного двигателя на основе водяного льда и мелкодисперсного (около 80 нанометров) алюминиевого порошка. На сегодняшний день НАСА рассматривает эту смесь как весьма перспективную (особенно в силу дешевизны) альтернативу твёрдому топливу.

Процесс горения

1. Стадия инертного прогрева;
2. Стадия разложения компонентов топлива;
3. Стадия химического взаимодействия газообразных окисл. горючих элементов. При этом взаимодействии выделяется большое количества тепла.

Все эти процессы протекают одновременно и практически не разделены на пространственные зоны у поверхности горящей шашки. Высокое содержание в продуктах сгорания ТРТ твердых частиц снижает влияние давления на скорость горения шашки. Для уменьшения влияния случайных перепадов давления и начальной температуры на скорость горения шашки и колебания тяги, используют катализаторы горения ТРТ. Чаще всего в качестве катализаторов горения выступают минеральные или органические соединения переходных металлов. Например: оксид железа, оксид хрома, бихромат свинца, оксид свинца, карбонат свинца,

Изобретение относится к ракетной технике. Предложено смесевое твердое ракетное топливо, содержащее перхлорат аммония, порошок алюминия, дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами, эпоксидную смолу, пластификатор - диоктилсебацинат и диэтилферроцен, отвердитель - окись свинца, лецитин и гексоген или октоген. Изобретение направлено на создание смесевого твердого ракетного топлива, детонирующего в малогабаритных зарядах при сохранении эксплуатационной и производственной взрывобезопасности ракеты. Топливо данного состава позволяет обеспечить детонацию остатков заряда при подлете к цели, осколочно-фугасное действие управляемых ракет диаметром от 60 мм. 1 табл.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к смесевым твердым ракетным топливам (СТРТ).

Наиболее эффективно настоящее изобретение может быть использовано в ракетных топливах к малогабаритным переносным ракетным комплексам РЗРК.

Изобретение может использоваться к ракетным зарядам СТРТ диаметром от 50 до 200 мм различного назначения - управляемым ракетам тактического и оперативно-тактического назначения типа ЗУР.

Постоянно совершенствующиеся средства защиты боевой техники делают актуальным изыскание путей существенного увеличения поражающего осколочно-фугасного действия зенитных, противокорабельных, наземных и др. типов управляемых ракет.

Техническими решениями в этом направлении до последнего времени являются лишь модификации систем поиска, наведения на цель, некоторые конструктивные изменения боевых частей (БЧ), и эффект увеличения поражающего действия связан с оптимизацией доставки к поражаемой цели БЧ. Однако во всех случаях собственно поражающий эффект решается только за счет энергии взрыва ограниченного по массе заряда взрывчатого вещества (ВВ) в БЧ.

Известно, что маршевый заряд топлива, например в ЗУР, полностью сгорает лишь на предельных расстояниях стрельбы. В большинстве случаев к моменту встречи с целью остается неизрасходованной такое количество топлива, которое по массе (в зависимости от встречного или догонного курса) может существенно превышать всю массу заряда БЧ (в два-три и более раз).

Одновременный подрыв БЧ ракеты и несгоревших остатков СТРТ мог бы значительно повысить поражающее действие ЗУР, однако осуществить вышеуказанное, например, в современных ПЗРК типа «Стингер» и «Стрела-2М», невозможно. Это обусловлено тем, что применяемые в них СТРТ на основе перхлората аммония (ПХА) и неактивных связующих в заданных габаритах маршевых двигателей недетонационноспособны, так как критический диаметр детонации (d кр) подобных ракетных топлив на порядок больше диаметров зарядов, используемых в ЗУР и других управляемых ракетах.

Поэтому при подрыве БЧ существующих ЗУР несгоревшая часть ракетного топлива разбрасывается, не внося вклада в поражающее действие.

Осуществить подрыв несгоревшей части топлива возможно, используя известный состав . Основным недостатком этого детонационноспособного топлива, как и других аналогичных, применяемых в крупногабаритных ракетах , является очень высокая возбудимость их к детонации и, следовательно, повышенная взрывоопасность как при промышленном производстве (большое количество одновременно находящихся в промышленных операциях малогабаритных зарядов), так и, что особенно существенно, при эксплуатации малогабаритных незащищенных ПЗРК. Из-за высокого содержания в таких топливах мощных взрывчатых веществ (от 40 до 50 массовых процентов октогена и плюс от 20 до 35 массовых процентов нитроглицерина) прострел пулей или удар осколком по топливному заряду через корпус ракеты приводит к детонации ПЗРК и гибели операторов. В то время как крупногабаритные ракеты запускаются дистанционно в отсутствии людей, а при транспортировке они надежно защищены от поражения многослойной укупоркой, чем выполняются ТЗ по эксплуатационным воздействиям.

Другой недостаток подобных высокосодержащих ВВ составов - высокая зависимость скорости горения от давления в камере сгорания (показатель степени в законе скорости горения от давления более 0,5), что не позволяет получить необходимые тяговые характеристики, например, на маршевом режиме работы ракетного двигателя (ПЗРК).

Прототипом данного технического решения, как наиболее близкого по технической сущности и достигаемому результату, является смесевое твердое ракетное топливо (широко используемое в малогабаритных ракетных системах различного назначения), содержащее, мас.% :

(Патент США 3984265, МПК 4 С 06 D 5/06, опубл. 05.10.76).

Основной недостаток состава-прототипа в том, что он не позволяет осуществить подрыв остатка топлива, не сгоревшего к моменту встречи, с целью, так как критический диаметр детонации его составляет более 1000 мм, что намного больше размеров зарядов, применяемых в малогабаритных ЗУР.

Кроме того, технологические свойства топливной массы состава-прототипа из-за большой вязкости от 15000 до 25000 пуаз и низкой «живучести» (5-6 часов), т.е. времени, в течение которого она сохраняет вязкотекучее состояние при технологических температурах, не позволяют перерабатывать ее на полуавтоматических линиях, применяемых в промышленности для массового производства длинномерных, например малогабаритных зарядов для ЗУР.

В основу настоящего изобретения положена задача создания СТРТ, которое обеспечило бы возможность возбуждения детонации в остатке заряда к моменту встречи ракеты с целью и одновременно взрывобезопасность при эксплуатации снаряженного ракетного комплекса в боевых и походных условиях, при этом технологические свойства топливной массы должны позволять безопасно изготавливать длинномерные, в том числе малогабаритные заряды в промышленных условиях.

Технический результат от использования изобретения заключается в обеспечении детонационных свойств топлив в малогабаритных зарядах при сохранении эксплуатационной и производственной взрывобезопасности ракеты и улучшения технологических свойств топливной массы.

Указанный технический результат достигается тем, что смесевое твердое ракетное топливо, включающее перхлорат аммония, порошок алюминия, эпоксидную смолу, углеводородное связующее, пластификатор и отвердитель, согласно изобретению дополнительно содержит мощное взрывчатое вещество - гексоген или октоген, лецитин и диэтилферроцен, в качестве углеводородного связующего содержит дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами, в качестве пластификатора - диоктилсебацинат, а в качестве отвердителя - окись свинца при следующем соотношении компонентов, мас.%:

Введение в СТРТ гексогена или октогена в количестве от 15 до 35 мас.% обеспечивает возможность возбуждения детонации в заряде и достаточную взрывобезопасность ракеты при эксплуатации. При содержании в топливе гексогена или октогена менее 15 мас.% не обеспечивается инициирование детонационного процесса; при содержании этих веществ более 35 мас.% существенно увеличивается детонационная способность и, соответственно, взрывоопасность, а также зависимость скорости горения топлива от давления в камере сгорания.

В преимущественном варианте исполнения изобретения в состав топлива вводится гексоген, что более целесообразно для производства зарядов к переносным, в том числе индивидуального пользования ЗУР типа «Стингер», «Стрела».

В других ЗУР, когда требуется большая энергетика состава, возможно использование состава топлива с октогеном.

При вводе ВВ в состав топлив для соблюдения требования к детонационной способности зарядов ТРТ с их одновременной взрывобезопасностью в составе ракетного комплекса необходимо выполнение следующих технических критериев: критический диаметр детонации заряда топлива должен отвечать неравенству 15 мм

Использование в топливе в качестве пластификатора диоктилсебацината способствует значительному улучшению реологических свойств топливной массы (уменьшается вязкость с 15000-25000 до 6000-7500 пуаз и предельное напряжение сдвига σ сд), что обеспечивает возможность изготовления малогабаритных длинномерных зарядов методом свободного литья, в том числе и изделий, армированных тонкими теплопроводящими нитями (серебра и др.) на действующем в промышленности оборудовании.

Использование диэтилферроцена в качестве активатора горения повышает скорость горения СТРТ, улучшает зависимость скорости горения от давления в камере сгорания и, кроме того, способствует снижению вязкости топливной массы, поскольку диэтилферроцен, представляя собой легкоподвижную жидкость, является дополнительным пластификатором полимерного связующего.

Использование в качестве углеводородного связующего дивинилнитрильного каучука с концевыми карбоксильными группами улучшает и технологические свойства топливной массы, и физико-химическую стабильность топлива, так как нитрильные группы этого полимера являются химическими стабилизаторами для нитроаминов, включенных в состав.

Использование в качестве отвердителя каучука с концевыми карбоксильными группами окиси свинца увеличивает «живучесть» топливной массы до 12 часов, что необходимо для длительного технологического процесса, особенно при изготовлении малогабаритных зарядов, и заданный уровень физико-механических свойств отвержденного топлива.

В преимущественном варианте исполнения состав содержит компоненты в следующем соотношении, мас.%:

Это топливо целесообразно использовать в зарядах к ПЗРК и др. малогабаритных (d=50-150 мм) ЗУР, когда наиболее высокие требования предъявляют к безопасности.

Технические критерии (см. выше) детонационной способности СТРТ с одновременным соблюдением эксплуатационных требований по чувствительности к прострелу пулей, осколками и падению выдвигаются впервые. Выбранный ингредиентный состав и избранное соотношение составляющих компонентов позволяют, с одной стороны, осуществлять безопасное изготовление, в частности, малогабаритных твердотопливных зарядов на действующем оборудовании, так и полностью выполнять требования к реологическим свойствам для топливных масс, перерабатываемых методом свободного литья. С другой стороны, компоновка рецептуры обеспечивает и надежное возбуждение детонации при оптимизации узла подрыва, так как критическое давление возбуждения детонации составляет от 1,9 до 2,1 ГПа, а критический диаметр детонации от 25 до 30 мм.

Использование изобретения предназначается для существенного увеличения поражающего осколочно-фугасного действия ПЗРК, ЗУР и других управляемых ракет путем подрыва несгоревшей части заряда топлива.

Эффект взрыва остатков топлива с учетом его повышенного тротилового эквивалента может достигать 2,3 и более величин от массы заряда боевой части, при этом в 1,2-2,5 более раза увеличивается радиус поражения, а также степень разрушения при одинаковом расстоянии подлета к цели сравнительно с ЗУР на штатном СТРТ.

Пример. Изготовление и переработка топлива осуществляются по известной технологии. Для приготовления опытных образцов использовали серийные компоненты: перхлорат аммония ГОСТ 84-942-82, эпоксидную смолу ГОСТ 10587-93, порошок алюминия марки АСД-4 ТУ 48-5-226-87, окись свинца ГОСТ 9199-78, диэтилферроцен ТУ 6-02-593-75, диоктилсебацинат ГОСТ 8728-88, дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами (СКН-10КТР) ТУ 003124-80, лецитин ГОСТ 14922-77, гексоген ГОСТ В 20395-76 и октоген ГОСТ В 842151-84.

Перхлорат аммония применялся двух фракций: крупная с размером частиц от 160 до 315 мкм (в количестве от 60 до 80%) и мелкая с размером частиц менее 50 мкм (от 20 до 40%). Мелкая фракция может быть с округлой формой кристаллов (марка РА), а также и в виде частиц, получаемых путем дробления крупных кристаллов ПХА. В этом случае для уменьшения слеживаемости измельченного ПХА в него добавляют аэросил ГОСТ 14922-77 (от 0,1 до 0,3 мас.% от массы мелкой фракции ПХА).

Окись свинца предварительно измельчают до размера частиц от 10 до 50 мкм.

Диэтилферроцен, диоктилсебацинат, гексоген и октоген предварительной подготовки не требуют.

Сначала в отдельном реакторе приготовляется связующее, состоящее из каучука, эпоксидной смолы, диоктилсебацината, диэтилферроцена и лецитина. Процесс смешения осуществляется в реакторе с принудительным перемешиванием или в смесителях объемного типа при технологической температуре 55±5°С. Например, для изготовления состава 3 (см. таблицу) берут следующие навески (для получения 1 кг топлива): 100 г каучука, 20 г эпоксидной смолы, 20 диоктилсебацината, 10 г диэтилферроцена, 0,5 г лецитина. Перемешивание ингредиентов производится до получения однородной массы, для реактора с мешалкой время перемешивания составляет от 0,5 до 2 час, для смесителя объемного типа - не менее 3 час.

В приготовленное разогретое до 60±5°С связующее последовательно загружают порошок алюминия, смесь фракций перхлората аммония, окись свинца, гексоген или октоген с обязательным перемешиванием в течение 0,5 часа после каждой очередной загрузки компонентов. Полученную топливную массу (без охлаждения) используют для формования зарядов непосредственно из смесителя или с помощью промежуточной емкости на полуавтоматах разливки методом свободного литья. Отверждение топливной массы происходит в течение от 5 до 10 суток (в зависимости от габаритов зарядов) при температуре в камере отверждения 80±5°С.

Соотношения компонентов в образцах заявляемого состава и прототипа, а также характеристики образцов состава приведены в таблице 1.

Характеристики опытных образцов топлива определялись в соотношении с ОСТ В 84-1627-85, ОСТ В 84-980-80, фракционный состав перхлората аммония применялся по ОСТ В 84-959-83.

Данные в таблице свидетельствуют о том, что критический диаметр детонации заявленного состава топлива может изменяться от 15 до 60 мм, а вязкость при 60°С уменьшена до 6700-7700 пуаз при сохранении живучести в течение 10-12 часов, что в 2-3 раза превышает живучесть прототипа. При снижении критического диаметра детонации топлива до 15 мм чувствительность к ударно-волновому воздействию детонации (Р к) уменьшается с 4,4 до 2,0 ГПа.

Разработанное топливо позволило достигнуть технического результата - обеспечение детонационной способности в малогабаритных зарядах в диаметре до 15 мм при сохранении чувствительности к механическим воздействиям на уровне прототипа и улучшении реологии (технологичности) массы.

Указанные свойства разработанного топлива решают проблему существенного увеличения поражающего действия ракет за одновременный подрыв боевой части и несгоревшего, к моменту встречи с целью, остатка топлива, масса которого тем больше, чем меньше дальность полета ракеты до цели.

Работоспособность топлива на гексогене проверена в стендовых условиях в модельных, а также при полигонных испытаниях натурных РД с подтверждением указанного эффекта. Натурные испытания в большом, необходимом для госприемки, объеме проведены на ПЗРК «Игла», прототипе «Стрелы» с недетонационноспособным топливом.

В полном объеме топливо проверено только с гексогеном, но притязания авторов распространяются также на составы с октогеном в соответствии с формулой изобретения.

Источники информации

1. Зенитные ракетные и ракетно-пушечные комплексы кап.стран (обзор иностранной печати) под ред. С.Н.Федосеева. Научно-информ. Центр, 1986, стр.72-78.

2. Переносной ЗРК 9К38, ТО и инструкции по эксплуатации, КБМ. М.: Воениздат.

3. Патент RU 2111445 С1, МПК 6 F 42 B 15/00, опубл. 20.05.98.

4. Патент США 3764418, МПК С 06 D 5/06, опубл. 09.10.73.

5. Патент США 3957549, МПК С 06 В 45/10, опубл. 18.05.76.

6. 7-й Симпозиум по детонации, США, 1980 г.

7. Патент США 3984265, МПК С 06 D 5/06, опубл. 05.10.76 (прототип).

Смесевое твердое ракетное топливо, включающее перхлорат аммония, порошок алюминия, эпоксидную смолу, углеводородное связующее, пластификатор и отвердитель, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит гексоген или октоген, лецитин и диэтилферроцен, в качестве углеводородного связующего оно содержит дивинилнитрильный каучук с концевыми карбоксильными группами, в качестве пластификатора - диоктилсебацинат, а в качестве отвердителя - окись свинца при следующем соотношении компонентов, мас.%:

Изобретение относится к области высокоэнергетических материалов, а именно к компонентам газогенерирующих составов, и может быть использовано в системах пожаротушения, автономных системах подъема затонувших объектов, в подушках безопасности автомобилей, в системах интенсификации добычи нефти, а также в качестве компонента твердых ракетных топлив

Изобретение относится к ракетной технике

Ракетные топлива должны обеспечивать выделение заданного количества энергии с желаемой скоростью при вполне определенных условиях. В соответствии с этим требованием и следует выбирать характеристики топлива. Основным направлением в разработке перспективных ракетных топлив является поиск веществ с высоким удельным импульсом, но во многих случаях вследствие существования других технических требований приходится принимать компромиссные решения. Например, в газогенераторе желательно иметь низкую скорость горения и относительно низкую температуру продуктов сгорания ТРТ. Для некоторых ракет малого радиуса действия, например реактивного противотанкового гранатомета типа «Базука», требуется высокая скорость горения. Для стратегических ракет высокой боеготовности обеспечение компактности двигателя и безопасности зарядов при транспортировке и хранении более важно, чем достижение максимального удельного импульса. К тактическим ракетам выдвигается требование минимального дымообразования. Твердые ракетные топлива удобно характеризовать некоторой совокупностью свойств, которые можно разделить на следующие группы: энергетические свойства, баллистические, механические и общие.

2.1.1. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА

Наиболее важной характеристикой ТРТ является удельный импульс который, как правило, составляет 180-270 с в условиях на уровне моря и эталонном давлении в камере сгорания, равном Согласно известному соотношению

ТРТ будет обладать высоким удельным импульсом при высокой температуре горения и при малой молекулярной массе газообразных продуктов сгорания Этого можно достичь, используя высокоэнергетические химические соединения, имеющие малую отрицательную (или даже положительную) теплоту образования и состоящие в основном из атомов легких элементов Количество таких соединений, существующих в твердом агрегатном состоянии при нормальных условиях, ограниченно.

2.1.2. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА

Кроме высокого удельного импульса ракетное топливо должно обладать большой плотностью, необходимой для уменьшения габаритов двигателя, а также иметь приемлемые внутрибаллистические характеристики, такие, как:

1) низкий показатель степени в законе горения ТРТ типа где линейная скорость горения заряда;

2) подходящая скорость горения при рабочем давлении в двигателе;

3) низкая чувствительность к изменениям температуры заряда, т. е. низкий коэффициент температурной чувствительности (см. разд. 5.3.1);

4) хорошая воспроизводимость характеристик;

5) надежная воспламеняемость.

2.1.3. МЕХАНИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА

Твердое ракетное топливо должно иметь достаточную механическую прочность в широком диапазоне температур. Должно быть исключено растрескивание заряда при его транспортировке или хранении в условиях изменяющейся внешней температуры, а также при горении, когда заряд подвергается высоким перегрузкам и действию больших градиентов давления. В одних случаях необходимо строго ограничивать деформацию твердотопливного заряда, в других - очень важна прочность соединения заряда с корпусом ТРТ.

2.1.4. ОБЩИЕ СВОЙСТВА

К общим требованиям, предъявляемым к ТРТ, относятся высокая физическая и химическая стабильность, низкая склонность к взрыву и детонации, пониженное содержание или отсутствие дымовых частиц в продуктах сгорания, низкая токсичность продуктов сгорания, низкая стоимость, технологичность и простота изготовления зарядов, доступность сырья для производства компонентов ТРТ.

Видно, что некоторые из приведенных требований противоречивы. Выбирать топлива следует в соответствии с условиями будущего применения двигателя. Чтобы удовлетворить некоторым указанным требованиям, в состав топлива вводят присадки (это может повлиять, например, на скорость горения ТРТ, механические характеристики, технологические операции в процессе изготовления зарядов или на характеристики воспламенения).

Одной из наиболее молодых, быстроразвивающихся и мощных составляющих энергетических конденсированных систем (ЭКС) является смесевое ракетное твердое топливо (СРТТ).

СРТТ  многокомпонентная гетерогенная грубодисперсная высоконаполненная взрывчатая система, состоящая из окислителя, связующего-горючего и специальных добавок (энергетических, технологических и эксплуатационных) и получаемая путем механического смеше-ния компонентов с последующим превращением в моноблок, способный к закономерному горению.

Таблица 3 − Рецептуры и свойства составов цветных огней на баллиститной основе

Родоначальником СРТТ был дымный порох (ДП). Китайцы первыми начали применять его в качестве твердого топлива для ракет. Ракета в качестве стабилизатора имела шест длиной 2,5 м. В качестве оболочки-корпуса применили бамбуковые трубки. Индусы в качестве корпуса-оболочки уже использовали железный корпус. В 1799 г. индусы в боевых действиях применяли ракеты против англичан при обороне г. Серингапатама. Для массированного использования ракет там был создан корпус ракетных стрелков численностью до 5000 человек. Масса ракет составляла от 3 до 6 кт .

В Европе первые ракеты также появились с изобретением пороха. Англичане освоили технологию изготовления ракет на дымном порохе в 1804 г. Дальность полета ракет составляла 2,5 км. Ракеты имели железный корпус, а с целью увеличения площади горения заряд имел канал. На вооружение они были приняты в 1806 г. (использовались при осаде г. Булони и в 1807 г. при обстреле г. Копенгагена). Масса ракеты составляла от 3 до 17 кг. Вслед за Англией ракеты на вооружение принимают в Австрии, Франции, Пруссии.

Русская ракетная техника шла своим самостоятельным путем, и есть сведения, что Россия намного опередила Западную Европу. Уже в начале XVII в. были хорошо известны способы изготовления боевых ракет. В 1680 г. в Москве основано первое «ракетное заведение», состоящее из нескольких лабораторий, занимающихся приготовлением специальных ракетных порохов и отдельных частей ракет .

В 1807 г. была разработана сорокачетырехмиллиметровая сигнальная ракета на ДП, которая находилась на вооружении более 100 лет. Широкое применение пороховые ракеты, разработанные русскими учеными А.Д. Засядько и К.И. Константиновым, нашли во время русско-турецкой войны в 18281829 гг., в боевых операциях на Кавказе в 1850 г. и при обороне Севастополя от иностранных захватчиков в 1854–1855 гг. .

Ракеты на ДП утратили свое значение по двум причинам:

• вследствие неудовлетворительного значения энергетических характеристик пороха;
• вследствие малой точности ракет.

Появление нарезной артиллерии, позволившей значительно повысить точность попадания, окончательно свело на нет интерес к ДП.

В период второй мировой войны в связи с тем, что баллиститные пороха были дефицитными, а некоторые их свойства не позволяли использовать эти пороха в качестве источника энергии ракет, усилия научных работников многих стран были направлены на разработку механически прочных СРТТ.

В 1942 г. в Артиллерийской академии им. Ф.Э. Дзержинского были разработаны литьевые составы СРТТ на основе аммонийной селитры и органических горюче-связующих веществ типа поливинилацетата, а в 1946 г. А.А. Шмидт впервые обосновал возможность получения твердых топлив на базе полимеризующихся веществ. Он предсказал реальные пути данного направления и его перспективность. К наиболее ранним работам в этом направлении относятся исследования
Г.В. Калабухова . В 1948 г. им были предложены СРТТ на основе перхлоратов аммония и калия и горючей высокополимерной связки, состоящей из коллоксилина, полистирола и каучука. Однако по энергетическим характеристикам и прочности разработанные составы уступали баллиститным порохам. Заряды изготавливались глухим и проходным прессованием.

Первые американские СРТТ были получены в лаборатории Калифорнийского технологического института.

В их состав входили:

перхлорат калия или нитрат аммония – 75 %;

битум − 18 %;

нефтяное масло − 7 %.

В дальнейшем с целью повышения энергетики в качестве окислителя стали использовать перхлорат аммония (ПХА) и металлический алюминий, а для улучшения физико-механических характеристик топлива были применены каучукоподобные горюче-связующие вещества. Так, на основе тиокола (полисульфидный каучук) и ПХА были разработаны СРТТ для оперативно-тактической ракеты «Серджент» массой около 4 тонн и дальностью полета до 150 км. Затем на основе полиуретана и ПХА было создано топливо для оперативной ракеты «Першинг» с дальностью полета до 700 км, а также стратегической ракеты «Полярис» массой около 13 тонн и дальностью полета до 4000 км. В дальнейшем на основе ПХА и сополимера полибутадиена с акриловой кислотой было разработано топливо, использованное для изготовления зарядов к межконтинентальной ракете «Минитмен» с дальностью полета до 10000 км.

Все эти ракеты были разработаны и приняты на вооружение в период с 1953-1963 гг. В конце 1970 г. армия, Военно-Морской Флот и авиация США имели 600 ракет «Полярис» на подводных лодках и 1000 ракет «Минитмен», установленных в шахтах на боевых позициях.

В СССР разработкой и использованием СРТТ в широком плане стали заниматься с 1958 г. В 1959 г. в Артиллерийской академии
им. Ф.Э. Дзержинского было получено и исследовано в лабораторном масштабе полиуретановое топливо. В этом же году разработано в промышленном масштабе СРТТ на основе тиокола и ПХА. Несколько позже созданы СРТТ на основе простых и сложных полиэфиров, акрилонитрильных каучуков, бутилкаучука и карбоксильных каучуков .

Начиная с 1961 г. усилия исследователей были направлены на повышение удельного импульса СРТТ, увеличение уровня физико-меха-нических характеристик и стабилизацию процесса горения.

С.П. Королев создал первую твердотопливную ракету РТ-1 на баллиститном порохе с дальностью полета 2500 км при стартовой массе 34 тонны, используя вкладные заряды диаметром 800 мм. Только перейдя на СРТТ, он смог создать вторую твердотопливную ракету
РТ-2 (8К-98), имеющую дальность полета уже 9500 км при стартовой массе 51 тонна . Первый пуск ее состоялся 4 ноября 1966 г., а на вооружение она была принята в 1968 г.

Заряд твердого ракетного топлива − источник химической энергии и один из основных конструктивных элементов твердотопливной энергетической установки (ракетный двигатель, газогенератор, аккумулятор давления, бортовой источник мощности) определенной формы и размера, размещенный в камере сгорания. Твердотопливные заряды подразделяются на вкладные и скрепленные с корпусом. Вкладные заряды после изготовления помещаются в корпус двигателя и закрепляются различными способами в зависимости от особенностей конструкции (рисунок 43). Вкладной заряд может быть выполнен в форме моноблока или состоять из нескольких шашек. Поверхность вкладного заряда, не предназначенная для горения, может быть флегматизирована путем нанесения бронирующего покрытия. Форма канала многошашечного заряда, как правило, цилиндрическая. Моноблочный заряд может быть бесканальным или иметь центральный канал в форме цилиндра, многолучевой «звезды» и др. .

Прочно скрепленный с корпусом заряд изготавливается заливкой топливной массы непосредственно в камеру сгорания. Скрепление заряда с корпусом осуществляется с помощью специальных защитно-крепящих (клеевых) слоев (рисунок 44) .

ТРТ − твердое ракетное топливо; ТЗП − теплозащитное покрытие;

ЗКС − защитно-крепящий слой; СОК − сопловой блок

Рисунок 44 − Схема крепления с помощью защитно-крепящих слоев

Размеры и конструктивная форма заряда выбираются из условия обеспечения требуемого значения секундного расхода топлива, временных и тяговых характеристик, нагрузок, температурных режимов эксплуатации и применения. Требуемая зависимость текущего значения поверхности горения от величины сгоревшего свода обеспечивается формой канала (цилиндрический, звездообразный, щелевой, цилиндро-конический и др.), а также введением специальных компенсаторов горения в виде проточек частичного или полного открытия торцов и др.

Совершенство заряда в значительной степени определяется коэффициентом объемного заполнения камеры сгорания, минимизацией отношения текущего значения поверхности горения к среднеинтегральной величине, технологичностью изготовления, стойкостью к воздействию внешних факторов. Маcсовые параметры зарядов изменяются в широких пределах: от долей грамма до нескольких сотен тонн.

Применение СРТТ не ограничивается вооруженными силами. Они параллельно широко стали применяться для освоения космоса и в народном хозяйстве .

Использование СРТТ в мирных целях. Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) находят широкое применение в мирных целях в народном хозяйстве как вспомогательные двигатели для решения самых разнообразных задач в ракетно-космической технике .

РДТТ наиболее часто применяются в системе аварийного спасения космонавтов и летчиков, для торможения и ускорения космического аппарата, отделения ступеней ракеты-носителя, сброса полезного груза, стабилизации и коррекции траектории космического аппарата (КА), коррекции орбиты КА, посадки КА на планеты, старта ракет-носителей и возвращаемых КА в системах «Шаттл», в качестве двигателей метеорологических ракет, служащих для подъема аппаратуры в верхние слои атмосферы, противоградовых и противолавинных.

Преимуществами РДТТ, обеспечивающими их широкое применение в ракетно-космических аппаратах, являются высокая воспроизводимость параметров, в том числе точность выполнения требований по полному импульсу тяги, высокий коэффициент массового совершенства, длительные гарантийные сроки применения и относительная безопасность при хранении и эксплуатации.

Для отделения ступеней ракеты применяются малогабаритные РДТТ самых разнообразных конструкций, тип которых определяется выполняемой задачей. Заряд из СРТТ, вариант снаряжения вкладной или жесткоскрепленный, представлен на рисунке 45.

1 − воспламенитель; 2 − обечайка камеры; 3 − заряд СРТТ;

4 − сопловой блок

Рисунок 45 − Малогабаритный РДТТ

Тормозные двигатели применяются для торможения при спуске самых разнообразных космических аппаратов. Для этих целей в основном применяются РДТТ сферического типа, например, сферические РДТТ серии ТЕ-М (США) фирмы «Тиокол Паудер» использовались для торможения при спуске космического корабля «Джемени», при посадке космического аппарата «Сервейер» на луну и др. Конструкция тормозного двигателя типа ТК-М-385 представлена на рисунке 46.

1 − защитный кожух; 2 − блок центровочного зеркала; 3− заряд
твердого топлива; 4 − теплоизоляционное покрытие; 5 − корпус;
6 − вкладыш; 7 − расширяющаяся часть сопла; 8 − резиновая заглушка;

9 − воспламенительное устройство

Рисунок 46 – Тормозной РДТТ типа ТК-М-385

Заряд твердого топлива выполнен в виде восьмилучевой звезды из полисульфидного топлива, состоящего из ПХА и связки с добавлением 2 % алюминия.

Коррекция орбиты космического аппарата необходима для обеспечения его межорбитальных переходов и выполнения различных маневров на орбите. К двигателям такого типа относятся апогейные и пирогейные РДТТ, обеспечивающие переход КА с одной орбиты на другую.

Апогейный ракетный твердотопливный двигатель типа FW-5, применяемый в США, представлен на рисунке 47 .

Рисунок 47 − РДТТ типа FW-5

Корпус изготовлен из титанового сплава. В двигателе используется СРТТ на основе полиуретанового связующего, ПХА и алюминия.
В качестве теплозащитного материала в корпусе используется состав на основе фенольной смолы.

На рисунке 48 изображен РДТТ аналогичного назначения MAGE-1. Его корпус изготовлен из композиционного материала «Кевлар-49», заряд − из алюминизированного топлива.

1 − теплоизоляция; 2 − заряд твердого топлива; 3 − сопловой блок;
4 − корпус; 5 − воспламенительное устройство

Рисунок 48 − РДТТ типа MAGE-1

На рисунке 49 изображен перспективный апогейный РДТТ (США) серии STAR-48 фирмы «Тиокол Кемик», позволяющий увеличивать удельный импульс тяги в пустоте на 59,0–88,5 кн· с/кг при коэффициенте объемного заполнения до 0,935.

1 − корпус; 2 − теплозащитное покрытие; 3 − тороидальный
воспламенитель; 4 − сопловой блок; 5 − графитовый вкладыш

Рисунок 49 − Апогейный РДТТ серии STAR-48

Эти двигатели обладают следующими преимуществами:

• заряд из СРТТ на основе полибутадиенового каучука имеет цилиндрическую форму с радиальными щелевыми пропилами и заполняет всю переднюю часть корпуса;
• корпус выполнен из титанового сплава с теплозащитой из композиционного материала углерод-углерод.

Особое значение при конструировании малогабаритных РДТТ уделяется выбору топлива. Наиболее полно предъявляемым требованиям удовлетворяют СРТТ, в которых в качестве связующего-горю-чего применяются полиуретаны или углеводородные каучуки, а в качестве высокотеплопроводных добавок − алюминий. Термодинамические характеристики СРТТ могут быть повышены применением как более мощных окислителей, так и гидридов металлов, например, алюминия .

Некоторые характеристики СРТТ, применяемые в малогабаритных двигателях РДТТ в США, приведены в таблице 4.

Серьезным недостатком СРТТ на основе ПХА является ихтоксичность , т.к. при его сгорании выделяется большое количество токсичного хлора и хлористого водорода. Например, при старте корабля «Спейс Шаттл» при работе твердотопливных ускорителей в атмосферу выбрасывается около 2 тонн хлора и 210 тонн хлористого водорода, которые оказывают вредное воздействие на окружающую среду. Поэтому, чтобы облегчить использование СРТТ в мирных целях, ведутся большие работы как у нас, так и за рубежом по замене ПХА на экологически чистые окислители: аммонийная соль динитроазовой кислоты (АДНА), аммиачная селитра .

Таблица 4 − Основные характеристики топлив для РДТТ

В США разработано дешевое и экологически чистое СРТТ для двигателей крупных космических ускорителей, в котором в качестве основных компонентов используются нитрат аммония, гексоген, октоген и связующее на основе полиглицедилазида, пластифицированного нитроэфирами .

В ФГУП «Союз» создано экологически чистое СРТТ «Центр», неблагоприятные свойства которого, в частности, фазовая нестабильность аммиачной селитры, устранены за счет ввода в кристаллы модифицирующей добавки. В нем используется активное связующее с температурой кристаллизации минус 50 С на основе эвтектической смеси с нитроэфирами. Использование аммиачной селитры и бутадиен-нит-рильного каучука снижает стоимость топлива.

Однако применение аммиачной селитры вместо ПХА заметно снижает энергетику СРТТ, ограничивает его использование в изделиях, где значение единичного импульса играет решающую роль. Кроме того, применение нитрата аммония ограничивается его повышенной гигроскопичностью.

Разработанные экологически чистые топлива находят применение в качестве зарядов для метеорологических ракет, в газодинамических буровых аппаратах, пороховых аккумуляторах давления.

В настоящее время все большее число ракет-носителей, применяемых для запуска различного типа спутников, используют в качестве ускорителей РДТТ. Так, например, в ракете «Титан-3С» (США) для старта кроме основных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) используются в качестве ускорителей два мощных РДТТ диаметром 3 м и длиной 25,8 м, развивающих тягу в пустоте до 540·10 4 н при времени работы 110 с. Применение их позволило увеличить массу нагрузки, выводимой на орбиту, до 11,4 тонн. Стартовая масса ракеты составляет 700 тонн.

Мощные ускорители, работающие на СРТТ с массой заряда от 100 до 200 тонн, стали применяться для запуска французских ракет «Ариан-2» и «Ариан-4», служащих для выведения на орбиту искусственных спутников Земли.

Фирмами IIS (США) и SEP (Франция) разработан усовершенствованный вариант такого типа двигателя, обеспечивающего при среднем давлении в камере 33,9·10 5 Па удельный импульс тяги 2970 кн· с/кг.

Заряд прочно скреплен с корпусом двигателя и имеет канал, не доходящий до переднего днища корпуса. Такая конструкция позволяет повысить коэффициент объемного заполнения до 0,92 и обеспечить достаточно небольшую площадь поверхности горения. Заряд изготавливается из высокоимпульсного твердого топлива на основе ПХА и полибутадиенового каучука (10 %), алюминия (20 %) и октогена (12 %).

Эффективным направлением конверсии многих заводов по производству СРТТ является изготовление на их основе стартовых ускорителей для мощных ракет-носителей и космических кораблей, выводящих на орбиту различные КА. Ускорители имеют очень большую массу (от 150 до 400 тонн), их изготовление обеспечивает загрузку заводов по производству СРТТ в мирное время. Обычно два таких ускорителя закрепляются по бокам основного корпуса ракеты и обеспечивают ее подъем, а после выработки топлива отделяются от ракеты с помощью специальных РДТТ сброса и падают на землю.

Типовой стартовый РДТТ имеет пять-шесть взаимозаменяемых секций, собираемых одна над другой и образующих общий корпус двигателя .

Схема стартового двигателя к ракете-носителю «Титан-3С», с помощью которого выводятся на орбиту различные спутники США, приведена на рисунке 50.

Она состоит из пяти секций диаметром 3,0 м и длиной 3,0 м. Масса каждой секции составляет 33,0 тонны. Заряд прочно скреплен с корпусом каждой секции и изготовляется из СРТТ, содержащего ПХА, алюминий и связующее на основе полибутадиена, метакриловой кислоты и акрилонитрила. Такое СРТТ при давлении в камере 6,06,2 МПа обеспечивает удельный импульс тяги 2480. Корпус двигателя сварной (из мостовой стали). На внутреннюю поверхность наносится теплозащитное покрытие из синтетического каучука с кремниевым наполнителем.

Твердое ракетное топливо представляет собой твёрдое вещество (смесь веществ), которое способно гореть без воздуха и при этом выделять много газообразных соединений, разогретых до высокой температуры. Такие составы используют для создания в двигателях ракет.

Ракетное топливо используется как источник энергии для Кроме твердого горючего, существуют ещё гелеобразные, жидкие и гибридные аналоги. У каждой разновидности горючего имеются свои преимущества и недостатки. Жидкие топлива бывают однокомпонентными и двухкомпонентными (горючее + окислитель). Гелеобразные топлива представляют собой составы, загущенные до состояния геля с помощью Гибридные топлива - это системы, которые включают в себя твердое горючее и жидкий окислитель.

Первые разновидности ракетного горючего были именно твердыми. В качестве рабочего вещества применялся порох и его аналоги, которые использовались в военном деле и для создания фейерверков. Сейчас эти соединения применяются лишь для изготовления небольших модельных ракет, как ракетное топливо. Состав позволяет запускать небольшие (до 0,5 м) ракеты на несколько сотен метров в высоту. Двигателем в них выступает маленький цилиндр. Он начинен твердой горючей смесью, которая поджигается раскаленной проволокой и горит всего несколько секунд.

Ракетное топливо твердого типа чаще всего состоит из окислителя, горючего и катализатора, позволяющего поддерживать стойкое горение после воспламенения состава. В исходном состоянии данные материалы порошкообразные. Чтобы сделать из них ракетное топливо, необходимо создать плотную и которая будет гореть долго, ровно и непрерывно. В твердотопливных двигателях ракет используются: в качестве окислителя, (углерод), как горючее, и сера, как катализатор. Это состав черного пороха. Второй комбинацией материалов, которые применяются, как ракетное топливо являются: бертолетова соль, алюминиевая или магниевая пудра и хлорат натрия. Данный состав называют ещё белым порохом. Твердые горючие наполнители для военных ракет подразделяются на баллиститные (нитроглицериновые спрессованные пороха) и смесевые, которые применяют в форме канальных шашек.

Твердотопливный ракетный двигатель работает следующим образом. После воспламенения топливо начинает гореть с заданной скоростью, выбрасывая через сопло горячее газообразное вещество, что обеспечивает тягу. Горючее в двигателе горит, пока не кончится. Поэтому остановить процесс и выключить двигатель невозможно, пока наполнитель не сгорит до конца. Это один из серьезных минусов твердотопливных двигателей, по сравнению с другими аналогами. Однако в настоящих космических баллистических носителях твердотопливные материалы применяются только на начальном этапе полета. На следующих этапах используются другие типы ракетного горючего, поэтому недостатки твердотопливных составов существенной проблемы не представляют.