Последовательность функционирования перечисленных РДТТ заключалась в следующем. Через 0,5–0,7 с после команды на выключение маршевых ЖРД отработавшей ступени включаются РДТТ, обеспечивающие «осадку» топлива в баках последующей ступени. Спустя еще 0,1–0,2 с включаются тормозные РДТТ, отделяющие отработавшую ступень. В этот момент тяга ее маршевых двигателей еще составляет 10 % номинального значения. Тормозные РДТТ продолжают работать, а последующая ступень в течение 0,1–0,6 с совершает полет по инерции и под действием тяги РДТТ «осадки» топлива (например, через 1 с после момента разделения первой и второй ступеней расстояние между ними достигает 2 м). Затем подается команда на включение маршевых ЖРД. Через 3–6 с они выходят на номинальный рабочий режим, и действие РДТТ «осадки» топлива прекращается, а вскоре эти РДТТ сбрасываются, чтобы уменьшить «пассивную» массу ступени. Операции сброса осуществляются при помощи пиротехнических систем и пружинных толкателей.
Вспомогательные РДТТ ракеты-носителя «Сатурн-5» одинаковы по своей конструкции. В их стальных цилиндрических корпусах содержатся заряды с внутренними звездообразными каналами, изготовленные из смесевого топлива на основе перхлората аммония и полисульфидного каучука. Наиболее крупными являются тормозные РДТТ первой ступени; их высота 2,24 м, диаметр 0,39 м, масса 228 кг (в том числе 126 кг топлива). Наименьшие РДТТ, обеспечивающие «осадку» топлива в баках третьей ступени, содержат по 27 кг топлива.
«Титан-ЗСи», «Спейс Шаттл». На каждом из двух твердотопливных «навесных» их двигателей (о которых будет рассказано далее) имеется восемь РДТТ отделения, сгруппированных в два блока. РДТТ «Титан-ЗСи» показаны на последней странице обложки в момент их включения. Далее мы рассмотрим РДТТ аппарата «Спейс Шаттл», которые отличаются от двигателей РН «Титан-ЗСи» лучшими характеристиками. Они развивают тягу по 95 кН и работают 0,7 с (а с учетом процессов нарастания и спада тяги — 1,2 с). Суммарный импульс тяги каждого двигателя 82 кН с. Топливный заряд массой 35 кг с внутренним каналом в виде шестнадцатиконечной звезды (обеспечивающим большую поверхность горения) размещен в цилиндрическом корпусе диаметром 32,6 см. Общая длина двигателя 88 см при массе 74 кг.
При сгорании топлива в камере РДТТ образуются газы с высоким давлением (около 13 МПа), что позволяет достаточно эффективно использовать потенциальную химическую энергию топлива. Корпус РДТТ и деталь крепления сопла изготовлены из алюминиевого сплава, выходная часть сопла — стальная, неохлаждаемая, горловина сопла — графитовая.
При проектировании РДТТ отделения «Спейс Шаттл» обращалось особое внимание на то, чтобы реактивные струи газов, истекающих из РДТТ, не повредили теплозащитное покрытие этого аппарата во время полета. Поэтому необходимо было исключить возможность попадания в газовые струи каких-либо посторонних твердых частиц (частей воспламенителя и теплозащитных покрытий и т. д.). Даже состав топлива РДТТ был выбран таким, чтобы содержание этих частиц в продуктах сгорания было небольшим: в смесевом топливе всего 2 % алюминия (остальное — перхлорат аммония и полибутадиен с гидроксильными концевыми группами).
МАРШЕВЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ РДТТ
Далее на примере конкретных образцов двигателей ракет-носителей и космических аппаратов поясняются, те области применения космических маршевых РДТТ, которые перечислены в начале брошюры. Рассматриваемые образцы дают представление о современном состоянии развития космических РДТТ в отдельных странах и во всем мире, о возможных технических решениях, о разнообразии реализованных конструкций, о некоторых проблемах создания и использования космических РДТТ, о значении этих двигателей. Начнем рассказ с одной из последних разработок.
Двигатель SRM. Его полное название в переводе о английского означает «Твердотопливный ракетный двигатель». SRM является крупнейшим среди современных РДТТ, Он характеризуется следующими данными: высота 38,2 м, диаметр корпуса 3,71 м, масса 568 т. Работая в течение 122 с, двигатель развивает полный импульс тяги почти 1300 МН с при максимальной тяге ~ 14 МН.
Рис. 8. Двигатель SRM
В SRM используется смесевое топливо, состав и. характеристики которого приведены на стр. 13. Двигатель имеет ту особенность, что масса его топливного заряда, составляющая 502 т (т. е. 88,4 % от общей массы), распределена почти поровну между четырьмя секциями (рис. 8), которые изготавливаются отдельно и соединяются затем в одно целое при помощи механических замков с устанавливаемыми вручную штифтами-фиксаторами. Такая секционная (сегментная) конструкция разрешает проблемы, связанные с изготовлением и транспортировкой столь крупного РДТТ. Его можно перевезти в разобранном виде с завода-изготовителя прямо на космодром и собрать там в течение одних суток.
Корпуса отдельных секций SRM изготавливаются из высокопрочной стали и защищаются от прогара слоем теплоизоляции: из бутадиеннитрильного каучука с асбестовым и кремнеземным наполнителями. Между зарядом и теплозащитой предусмотрен крепящий адгезионный слой наполненного полибутадиенового полимера с карбоксильной концевой группой. Указанные полимерные материалы используются также для бронирования торцевых поверхностей заряда, и на них приходится 11 % массы всей конструкции.
Основная доля тяги SRM создается за счет горения заряда по поверхностям центральных круглых каналов малой конусности, в передней же секции заряд имеет начальный канал в виде одиннадцатиконечной звезды. Благодаря такой конфигурации горящей поверхности тяга РДТТ вначале возрастает, достигая максимального значения примерно на 20-й секунде полета, затем в последующие 40 с снижается в 1,5 раза, после чего несколько возрастает, а с 85-й секунды полета вновь снижается (сначала плавно, а со 110-й секунды — резко). Описанный характер изменения тяги обеспечивает достаточно высокое начальное ускорение летательного аппарата, ограниченное динамическое давление на конструкцию в средней фазе полета и небольшую перегрузку (3 g) в конце полета.
В передней секции SRM установлен небольшой РДТТ кратковременного действия, обеспечивающий воспламенение топливного заряда в течение 0,3 с (такие воспламенители называются пирогенными). В задней секции крепится реактивное сопло массой около 10 т, вдвинутое на 1/4 своей длины в корпус. Такие сопла, называемые «утопленными», позволяют уменьшить осевые габариты двигателя и дают ряд других преимуществ.
Основные конструкционные материалы сопла — сталь и алюминиевый сплав. Их тепловая защита обеспечивается аблирующим покрытием из фенопласта, армированного углеродной тканью, и промежуточным теплоизоляционным слоем из фенопласта, армированного стеклотканью. Последний фенопласт служит также и конструкционным материалом для выходного участка сопла. При сгорании топливного заряда образуются газы с температурой 3400 К и давлением 4,4 МПа (максимальное давление в 1,5 раза больше). При расширении в сопле они развивают удельный импульс, равный 2480 м/с у поверхности Земли и 2600 м/с в вакууме.
Двигатели SRM созданы для многоразового транспортного космического корабля (MTKK) «Спейс Шаттл» — первого американского космического «челнока»[3], полеты которого начнутся в 1981 г. Два РДТТ, установленные по параллельной схеме и работающие совместно с тремя ЖРД, обеспечат старт МТКК и его подъем до высоты 45 км. После отделения РДТТ указанные ЖРД будут функционировать еще 6 мин, пока «Спейс Шаттл» не достигнет скорости, почти равной первой космической.
С целью управления траекторией полета МТКК в каждом РДТТ вокруг горловины сопла устанавливается универсальный гибкий подшипник диаметром около 2 м и массой свыше 3 т, обеспечивающий (совместно с гидроприводами) поворот сопла в двух осевых плоскостях на угол ±8° и, следовательно, изменение вектора тяги. Соответствующим поворотом двух сопел достигается управление по тангажу, курсу и крену. Основу указанного подшипника составляют чередующиеся стальные и каучуковые кольцевые пластины, склеенные в единый блок.
Расчетная программа полета МТКК «Спейс Шаттл» может быть выдержана лишь при определенном, не очень большом разбросе рабочих характеристик индивидуальных РДТТ (времени выхода на номинальный режим при запуске, величине тяги в каждый момент времени и т. д.). Иначе система управления полетом не сможет «парировать» возникающие возмущения траектории. Для того чтобы обеспечить стабильные характеристики SRM, разработаны строгие требования к качеству исходных топливных Компонентов и технологии изготовления топливных зарядов. Заряды для каждой конкретной пары SRM предполагается изготавливать одновременно. Причем топливная смесь, приготовленная в одной емкости, будет заливаться попеременно в соответствующие сегменты того и другого РДТТ.
