70-летию со дня рождения В.П. Макеева посвящается

В.И. Гапаненко, О.С. Думин, Л.Н. Лавров, М.И. Соколовский

НЕКОТОРЫЕ ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ РДТТ

В начале 70-х годов генеральный конструктор Конструкторского бюро машиностроения В.П. Макеев обратился к нам с просьбой провести проектно-поисковые работы с целью оценки практической возможности создания крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) большой мощности, которые можно было бы использовать в БРПЛ. До этого времени в нашей стране практически не разрабатывались стратегические морские комплексы с РДТТ.

В.П. Макеев, зная, что РДТТ по разнообразию задач и по диапазону характеристик не имеет себе равных, не мог как широко мыслящий конструктор, инженер и ученый пройти мимо заманчивой идеи применения РДТТ в БРПЛ, реализация которой позволила бы получить новые качества как для ракеты, так и для подводной лодки в целом.

В середине 50-х годов первые баллистические ракеты у нас в стране так же, как и в США, начали разрабатывать с использованием жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в связи с общим более низким уровнем развития РДТТ. После проведения обширного комплекса теоре-ических и экспериментальных исследований в области РДТТ жидкостные баллистические ракеты в США начали вытесняться твердотопливными ракетами. Интенсивные научные исследования и опытно-конструкторские работы по созданию и использованию твердотопливной техники как средства вооружения начались в нашей стране с 1958 года.

Важными и определяющими предпосылками использования твердотопливных ракет как средства вооружения подводных лодок явились, в первую очередь, простота конструкции ракеты и корабельного оборудования, более высокая надежность, а также возможность более длительного хранения. Использование твердотопливных ракет на подводных лодках позволяло повысить безопасность хранения ракет, исключить корабельные системы, предназначенные для обеспечения безопасности хранения жидкостных ракет, сократить длительность предстартовой подготовки.

В течение 10 лет (с 1960 по 1970 г.) коллективами конструкторских организаций и научно-исследовательских институтов был разработан и испытан в летных условиях ряд отечественных твердотопливных баллистических ракет наземного базирования, накоплен опыт проектирования и испытаний, создана промышленная база для изготовления таких ракет и их маршевых двигателей, т. е. появились предпосылки для создания более совершенных ракет на твердом топливе, сравнимых по своим летно-техническим характеристикам с ракетами на жидком топливе.

В процессе создания первых отечественных твердотопливных ракет на научной основе были решены многие вопросы проектирования и отработки РДТТ, важнейшими из которых являются следующие:

- Разработаны теоретические основы внутренней баллистики и газовой динамики РДТТ на основном и нестационарном режимах работы.

- Определены критерии выбора конструктивной схемы двигателя, типа топлива.

- Созданы конструкции крупногабаритных маршевых моноблочных двигателей с четырьмя подвижными управляющими соплами, расположенными на заднем днище корпуса двигателя и обеспечивающими управление ракетой по каналам тангажа, рыскания и крена.

- Создан ряд рецептур смесевых твердых ракетных топлив с высокими энергетическими и надежно воспроизводимыми физико-механическими характеристиками.

- Разработаны основные принципы проектирования крупногабаритных двигателей с узлами отсечки тяги и аварийного выключения двигателя.

- Созданы конструкции органов управления на основе управляющих сопел в одностепенном подвесе, имеющие степень расширения до ṝ_a=5.

- Созданы конструкции корпусов двигателей с одним или двумя отъемными днищами (в зависимости от габаритов двигателя) и разработана технология изготовления крупногабаритных тонкостенных корпусов РДТТ из высокопрочных легированных сталей; разработаны методы прочностных испытаний таких корпусов; отработана конструкция малогабаритных узлов соединения.

- Определены основные принципы выбора, разра-ботки методов расчета, проектирования и отработки тепловой защиты двигателя.

- Созданы конструкции тепловой и эрозийной защиты корпусов и сопел РДТТ с использованием специальных резин, пресс-материалов, графитов, углепластиков, вольфрамосодержащих материалов.

- Созданы конструкции крупногабаритных моноблочных зарядов из смесевых твердых ракетных топлив массой до 30 т, прочно скрепленных с корпусом; освоен промышленностью процесс изготовления таких зарядов.

- Разработаны методы и средства испытаний РДТТ, обеспечивающие отработку с высокой степенью надежности при ограниченном количестве огневых стендовых испытаний с имитацией высотных условий.

Коэффициент массового совершенства двигателей α=m_кд/w, ( m_кд — масса конструкции двигателя, w - масса твердотопливного заряда) находился на уровне 0,11 — 0,12, а коэффициент объемного заполнения камеры двигателя топливом ε_V=V_w/V_CB ( V_w — объем твердо-топливного заряда, V_CB — внутренний объем камеры сгорания) составил ~0,9.

Параллельно, в 70-е годы, в отечественных разработках конструкторских организаций исследовались также варианты новых конструктивно-компоновочных схемных решений по РДТТ, основанных на использовании комбинированных корпусов двигателей из высокопрочных легированных сталей, титановых сплавов, упрочненных по цилиндрической части стеклопластиком, на применении цельносварных металлических корпусов, в том числе сферической формы, а также на использовании разъемных (по миделю) корпусов двигателей с силовой оболочкой из высокопрочного стекловолокна, выполненной методом продольно-поперечной намотки, и металлическими днищами; корпуса имели штифто-болтовое соединение.

Анализируя изложенные технические предпосылки и уровень характеристик созданных РДТТ с целью определения перспективы совершенствования твердотопливных ракет, следует признать и отметить, что многосопловые конструкции двигателей не позволяют конструктивно реализовать необходимую степень расширения сопел.

Действительно, наличие несоосного входа для продуктов сгорания твердого топлива в сопла вызывает увеличение массы тепловой защиты на заднем днище двигателя, потери удельного импульса тяги и несимметричный унос массы тепловой защиты газового тракта сопла. Для исключения обгорания концевой части (зоны среза) сопел и необходимости размещения их внутри хвостового или межступенчатого отсека ракеты прихо-ится ограничивать степень расширения сопел. Во-вторых, характеристики применяемых материалов для изготовления двигателей не обеспечивали требуемое, более высокое массовое совершенство РДТТ. И в-третьих, конструкции зарядов, корпусов, технология их изготовления не позволяли достичь высокого коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя.

Все это повлияло на эффективность РДТТ. Тем не менее, высокая надежность и эксплуатационные качества твердотопливных двигателей, разработанных в период с 1960-го по 1970 год, способствовали утверждению РДТТ в качестве энергетических установок маршевых ступеней баллистических ракет последующих поколений и обеспечили расширение области их использования.

Сложность задачи, поставленной генеральным конструктором В.П. Макеевым, определялась двумя существенными обстоятельствами:

- жесткими габаритными ограничениями, что требовало обеспечения более высокой плотности компоновки двигателей верхних ступеней ракеты;

- высокими требованиями к уровню энергомассовых характеристик двигателей всех ступеней.

На первом этапе создания твердотопливных ракет конструктивно-компоновочные схемы маршевых РДТТ не имели существенных габаритных ограничений, накладываемых конструктивно-компоновочной схемой ракеты. Это было связано с эксплуатацией ракетных комплексов, предусматривающей стационарные наземные шахтные стартовые сооружения и оборудование.

При применении маршевых двигателей в БРПЛ на конструктивно-компоновочные схемы двигателей были наложены габаритно-массовые ограничения, которые обусловили поиск и реализацию более совершенных конструкций всех важнейших подсистем РДТТ (корпуса, соплового блока, заряда). Процесс проектирования двигателей твердого топлива заключается в преодолении противоречий, поскольку одновременно предъявляемые требования по максимальной величине удельного импульса тяги, максимальному заполнению камеры сгорания двигателя твердым топливом при минимальной массе конструкции и удовлетворении требований к внутрибаллистическим характеристикам и габаритам определяют необходимость поиска оптимального варианта конструктивной схемы двигателя. Однако основными являются требования по габаритам и энергетическим характеристикам.

Результаты проектно-поисковых, исследовательских и экспериментальных работ, а также более глубокое изучение внутрикамерных процессов, тепломассообмена, газовой динамики, зависимостей работоспособности конструкций от различного вида нагружений (включая воздействие динамических и вибрационных нагрузок) позволили реально перейти в начале 70-х годов на качественно новый уровень в разработке конструктивно-компоновочных схем РДТТ.

Этот этап в развитии и совершенствовании РДТТ характеризуется переходом на моноблочные односопловые конструкции благодаря применению неразъемных пластиковых цельномотанных корпусов типа кокона, позволивших уменьшить пассивную массу маршевого двигателя и значительно увеличить коэффициент объемного заполнения камеры сгорания. Анализ конструктивных схем двигателей выявил принципиально большие возможности односопловых конструкций перед четырехсопловыми в части реализации энергетических характеристик топлива в двигателе, более высокой технологичности конструкции корпуса двигателя с полярными отверстиями, повышения надежности зарядов за счет исключения газоходов в заряде, обеспечивающих газоприход к соплам.

Разработка корпусов типа кокона из полимерных композиционных материалов определила новое перспективное направление в развитии двигателей твердого топлива. Начиная с тканевой намотки, корпуса последовательно совершенствовались. Это позволило реализовать более высокий уровень характеристик, достижение которого с использованием металлических материалов являлось практически невозможным. Выявлено и показано (через зависимость коэффициента массового совершенства корпуса α_K от удлинения корпуса λ_K, рис. 1), что только использованием конструкции корпуса типа кокона обеспечиваются наименьшие массовые характеристики при жестких габаритных ограничениях.

Жесткие габаритно-массовые ограничения, накладываемые на конструкции двигателей верхних ступеней морских ракет, действующие одновременно с нарастанием требований по энергомассовому совершенству и несущей способности конструкций, обусловили два основных направления решения задачи оптимального проектирования корпуса РДТТ:

- поиск, оптимизация и выбор рациональных схем силового и термосилового воздействий на основные элементы корпуса двигателя;

- применение композиционных материалов с требуемым уровнем физико-механических и теплофизических характеристик.

На этом этапе также были созданы высокоэффективные сопловые блоки и органы управления, что в сочетании с применением корпусов типа кокона позволило улучшить массовые характеристики двигателей верхних ступеней ракеты примерно в 1,5 раза и энергетические примерно в 1,1 раза.

В РДТТ первого поколения применяли сопла неизменной геометрии со степенью расширения, равной 4-5, чтобы не увеличивать. длину и диаметр двигателя- и ракеты. При изменении степени расширения сопла от 5 до 10 удельный импульс тяги может быть увеличен на 240—270 Н·с/кг, а при увеличении степени расширения с 10 до 15 — дополнительно на 110—120 Н·с/кг. Техническим существом создания стационарного соплового блока с высокой степенью расширения ( ṝ_a=6÷10) является разработка методов профилирования и создания эрозионностойких м.материалов. Разработка на этой основе конструкции неподвижного неразъемного сопла не представляет трудностей для практической реализации. Однако конструирование .сопел и органов управления с высокими степенями расширения существенно усложняется для РДТТ БРПЛ ввиду существующих ограничений по длине двигателя и диаметру выходного сечения сопла, вызванных необходимостью создания ракет в «жестких» габаритах. Это обстоятельство побудило конструкторов провести поиск и исследования новых конструкций сопловых блоков существенно более сложных форм.

Варианты размещения сопла .высокой степени рас-ширения в пространстве между днищами РДТТ приведены на рис. 2. Как видно из рисунка, размещение сопла удлиняет соединительный отсек и всю ракету на величину Δ. Длина ракеты может быть уменьшена либо путем утапливания сопла в корпус РДТТ, либо применением раздвижного сопла, сопла с жесткими выдвигаемыми телескопическими насадками (раструбами). Применение частично (до 50% от общей длины сопла) утопленных в корпус двигателя сопловых блоков позволяет увеличить степень расширения сопла от 4.0 до 5,5.

Дальнейшее утfпливание сопла в камеру сгорания приводит к резкому возрастанию потерь удельного импульса тяги, уменьшению запасов топлива и ухудшению массовых характеристик сопла и двигателя в целом. Оптимальной конструкцией сопла является комбинация из утопленного и раздвигаемого сопла. В сложенном (исходном) положении выдвигаемые телескопические насадки сопла размещаются у заднего днища двигателя и раскрываются во-время работы двигателя после снятия фиксации исходного положения, образуя в выдвинутом (рабочем) положении с неподвижной частью сопла единый газодинамический тракт.

Разработанная конструкция сопла РДТТ с изменяемой геометрией обеспечила возможность реализации высокой степени расширения сопла, выполнение требований по повышению энергетических характеристик с одновременным выполнением габаритных ограничений на двигатель.

Таким образом, проведенные проектно-поисковые работы показали, что значительное повышение плотности компоновки РДТТ в ракете, требуемое головным разработчиком, может быть достигнуто применением моноблочных . односопловых двигателей, сопла которых утоплены в камеры сгорания и снабжены выдвигаемыми телескопическими насадками. Такая конструктивно-компоновочная схема РДТТ обеспечивает минимальную массу конструкции двигателя, эффективность управления, минимальные энергетические потери и рассматривается как наиболее перспективная для БРПЛ.

Массовое совершенство РДТТ в значительной мере определяется совершенством системы управления вектором тяги. Масса соплового блока с органами управления у современных РДТТ может достигать до 40 — 50% общей массы конструкции двигателя. В этой связи весьма остро встает вопрос о выборе оптимальной схемы системы управления вектором тяги при решении конкретной технической задачи.

Развитие конструктивно-компоновочных схем РДТТ, направленное на достижение высокого энергомассового совершенства, а также рост требований к величине потребных управляющих усилий инициировали развитие различных систем управления вектором тяги, наиболее соответствующих условиям работы двигателя и ракеты в целом. Из всего многообразия возможных типов органов управления вектором тяги, определяемых особенностями двигателей, как показали проведенные проектно-конструкторские разработки, на верхних ступенях маршевых РДТТ с сопловым блоком большого расширения предпочтение необходимо отдать подвижным управляющим соплам, наилучшим образом отвечающим конструктивным особенностям и условиям работы сопел большого расширения в составе твердотопливных двигателей.

Для исследования возможности существенного повышения плотности компоновки РДТТ за счет увеличения объемного заполнения камеры сгорания топливом рассматривались три основных типа зарядов, прочно-скрепленных с корпусами, с максимальным заполнением топливом объема переднего и заднего днищ: заряд с центральным каналом с сечением в форме «звезда», канально-щелевой, цилиндро-конической.

Уровень объемного заполнения для зарядов такого типа на двигателях с удлинением не более 1,0 составляет величину примерно 0,935.

В результате проектно-конструкторских работ и комплекса экспериментов были разработаны принципиально новые конструктивно-компоновочные схемы (рис. 3) твердотопливных двигателей верхних ступеней БРПЛ, позволяющие реализовать основные преимущества РДТТ и определивших оптимальное сочетание габаритных и энергомассовых характеристик при максимальной реализации свойств новых конструктивных, эрозионностойких и теплозащитных материалов, смесевых твердых топлив.

Новые конструктивно-компоновочные схемы твердотопливных двигателей верхних ступеней БРПЛ позволили в условиях жестких габаритных ограничений существенно уменьшить длину ракеты. Коэффициент массового совершенства двигателей составил 0,081 — 0,084, а коэффициент объемного заполнения камеры сгорания топливом 0,93.