CC BY
213
УДК 629.7.01
О МЕТОДОЛОГИИ ФОРМИРОВАНИЯ ТРЕБОВАНИЙ К СМЕСЕВЫМ ТВЕРДЫМ ТОПЛИВАМ И ИХ ПРИМЕНЕНИЯ В МАРШЕВЫХ РДТТ БРПЛ НА ЭТАПЕ СИСТЕМНОГО ПРОЕКТА
БИТКИН С.А.
ОАО «Государственный ракетный центр им. академика В.П. Макеева», 456300, Челябинская область, г. Миасс, Тургоякское шоссе, 1
АННОТАЦИЯ. Рассмотрены примеры комплексной проблемы формирования требований к смесевым твердом топливам маршевых РДТТ БРПЛ с учетом особенностей их создания и взаимообусловленного влияния характеристик создаваемых составов и проектно-баллистических параметров перспективных ракет на этапе системного проектирования.
КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА: смесевое твердое топливо, характеристики, системное проектирование.
«...Среди всего многообразия задач, решение которых определяет успехи ракетостроения, на первом месте стоит проблема энергетики... Создание и совершенствование ракетных двигателей, выбор наиболее эффективных топлив для них еще на многие десятилетия будет, как и на заре космической эры, одной из ведущих, определяющих задач космонавтики». Ю.А. Победоносцев [1].
Характеристики применяемых топлив являются определяющими для обеспечения требуемых тактико-технических характеристик ракет, в особенности баллистических ракет подводных лодок (БРПЛ), поэтому, безусловно, совершенствование твердых топлив, поиск новых энергоемких материалов - компонентов перспективных топлив всегда рассматривается в качестве основного пути увеличения энергетического потенциала БРПЛ и уровень характеристик применяемых топлив должен соответствовать последним достижениям в области их создания.
Сложность задачи при разработке БРПЛ определяется двумя существенными обстоятельствами:
- жесткими габаритными ограничениями, что требует обеспечения более высокой плотности компоновки двигателей маршевых ступеней ракеты,
- высокими требованиями к уровню энергетических характеристик двигателей всех ступеней [2].
«Важными факторами, определяющими отличие морских ракет от сухопутных и оказывающими определяющее влияние на область технических решений, способствующих достижению высоких энергетических характеристик двигателей, и на характеристики морских ракет, являются:
• условия старта (глубина, волнение моря, ход подводной лодки, нагрузки на корпус ракеты);
• условия эксплуатации (жесткие ограничения габаритов шахты, морская среда, повышенные требования к безопасности и надежности);
• точность определения координат места старта.
Указанные факторы предопределяют необходимость обеспечения существенно большего (на 20 - 25 %) для морских, по сравнению с сухопутными ракетами энергетического потенциала маршевых двигателей для достижения одной и той же дальности стрельбы при одинаковых полезных нагрузках» [3].
Следует отметить, что импульс к созданию такого принципиально нового высокоэнергетического материала, каковым является смесевое твердое топливо, исходил от С.П. Королева, который предвидел большое будущее и уникальные возможности новой конструкции двигателей [4].
Г.В. Сакович сравнил изобретение во второй половине XX века нового класса энергетических материалов - смесевых ракетных твердых топлив (СРТТ) по значимости для науки и техники с изобретением черного пороха [5]. Развитие СРТТ прошло несколько этапов. На начальных этапах разработки твердых топлив применялись имеющиеся материалы в качестве компонентов: перхлорат и нитрат аммония применялись в качестве окислителей, различные полимеры - в качестве горюче-связующих, порошок алюминия -в качестве энергетической добавки. В качестве примера можно привести состав на бутилкаучуковой основе типа Т9-БК разработки АНИИХТ. Впервые он был применен в двигателях сухопутных МБР 8К98 и 8К96 и благодаря высокой эффективности и стабильности свойств также применялся в маршевых двигателях первой БРПЛ Р-31 разработки КБ «Арсенал», летные испытания которой проходили в 1976...1979 годах [6]. Этим же составом были снаряжены самые крупногабаритные РДТТ первых ступеней БРПЛ Р-39 и МБР БЖРК РТ-23 [7]. Дальнейшее развитие СРТТ было связано с расширением компонентной базы и синтезом новых высокоэнергетических материалов. Замена части перхлората аммония на мощные взрывчатые вещества типа октоген и применение активного горюче-связующего, содержащего нитрогруппы, позволило значительно повысить энергетические характеристики составов. Следующим этапом увеличения удельного импульса топлив стало применение нового окислителя аммоний динитрамид (АДНА) и гидрида алюминия (ГА) вместо алюминия.
Характерной особенностью отработки маршевых двигателей высотных ступеней морской баллистической ракеты Р-39 явилась большая работа, проведенная по подбору оптимальных рецептур топлив. В составе двигателя второй ступени огневые стендовые испытания прошли четыре различных твердых ракетных топлива. В составе модельного двигателя третьей ступени - два твердых ракетных топлива, а еще два - в штатном двигателе. Если тип топлива второй ступени был определен до начала летных испытаний, то третья ступень проходила летные испытания с различными топливами. Всего было проведено 56 огневых стендовых испытаний двигателя второй ступени, 62 испытания двигателей третьей ступени, 43 испытания модельного двигателя третьей ступени. На второй ступени было применено СРТТ типа ОПАЛ, содержащее октоген, а на третьей состав с новым окислителем АДНА, который имел на тот период мировой приоритет по величине практического удельного импульса тяги [8].
Разработка нового ракетного комплекса - протяженный во времени процесс, составляющий период 8 - 10 лет от начала разработки до сдачи в эксплуатацию. Процесс синтеза новых высокоэнергетических материалов - компонентов перспективных твердых топлив и создание топлив на их основе также требует многих лет исследований, начиная от получения и исследования лабораторных образцов и до промышленного многотоннажного производства. Поэтому сложный и многоэтапный процесс создания ракеты, начиная с предпроектных исследований, как правило, идет параллельно с созданием топлива для маршевых двигателей и доведением его характеристик до требуемых в тесной кооперации разработчиков ракеты, маршевых ДУ и топлива. В данном контексте устоявшийся в литературе термин «выбор топлива» применительно к маршевым РДТТ стратегических ракет на современном этапе не совсем соответствует действительности. Подход, учитывающий параллельность разработки топлива с разработкой комплекса, полностью оправдал себя в ходе разработки отечественных БРПЛ, в результате были созданы маршевые РДТТ с наилучшим на соответствующий период времени энергетическим совершенством.
Сложный и длительный процесс создания смесевых твердых топлив можно представить в виде следующих этапов работ:
- поисковые исследования компонентов, обеспечивающих повышение энергетических характеристик, включающие расчетные исследования по выбору оптимальных структур окислителей, связующих, исследования совместимости компонентов, термохимических, физико-химических, взрывчатых характеристик;
- создание методов синтеза новых компонентов;
- компоновка модельных рецептур топлива и оценка комплекса его основных характеристик;
- разработка опытной технологии синтеза с наработкой лабораторных образцов, оптимизация основных параметров, разработка технологического регламента;
- экспериментальная отработка рецептуры топлива с обеспечением требуемых энергетических и эксплуатационных характеристик: реологических, баллистических, взрывчатых, долговременных;
- разработка технологических режимов изготовления топлива с изготовлением модельных зарядов, подготовка производства к изготовлению крупногабаритных зарядов;
- изготовление в опытном производстве модельных зарядов, проведение ОСИ с подтверждением характеристик топлива; изучение комплекса свойств оптимальной рецептуры (выпуск НТП II категории);
- создание промышленного производства компонентов и изготовления крупногабаритных зарядов применительно к конкретным РДТТ, отработка двигателей и подтверждение характеристик топлива (выпуск НТП I категории).
Этап предпроектных исследований, называемый также разработкой системного проекта, имеет целью формирование облика перспективного ракетного комплекса и заканчивается разработкой тактико-технического задания на ракетный комплекс и разработкой технических заданий на составные части ракеты и, в частности, на маршевые двигатели. В технических заданиях на маршевые двигатели задаются дисциплинирующие условия, указывающие какие типы топлив должны применяться в двигателях (хотя составы могут еще не иметь нормативно-технических паспортов второй и, тем более, первой категории).
В разделе технических требований к двигателям применяется формулировка: «Двигатель должен разрабатываться исходя из применения смесевого твердого топлива типа ... с характеристиками: удельный импульс тяги в пустоте 1уд =... кгс/с/кг, плотность топлива р=... кг/см3». Требования к энергетическим характеристикам и массе заряда двигателя задаются исходя из указанных характеристик топлива.
Поэтому к моменту начала ОКР (разработки технических предложений) проводится многовариантный поиск наиболее эффективных смесевых твердых топлив РДТТ маршевых ступеней и для реализации такого поиска необходим определенный инструментарий, позволяющий обеспечить оперативность расчетов при достаточной точности.
Большие погрешности при прогнозировании практического удельного импульса приводят к несоответствию требуемых и реализуемых характеристик ракеты. Оценки влияния точности прогнозирования ожидаемого удельного импульса с использованием аппарата частных производных зависимости дальности полета по выходным параметрам РДТТ показывают, что погрешность ожидаемого удельного импульса в 1 % в сумме по ступеням приводит к ошибке определения дальности полета более 4 %. Причем, как показывают расчеты, ошибка в прогнозировании удельного импульса в 1 % эквивалентна ошибке прогнозирования массы топлива в 2,5 - 3 %, а массы конструкции 8 - 10 %. (рис. 1).
Важнейшими энергетическими показателями СРТТ являются удельный импульс тяги и плотность. В совокупности эти показатели характеризуют энергонасыщенность топливного заряда или плотность концентрации энергии в единице объема двигателя, позволяющую уменьшить габариты и массу двигателя. Однако, кроме высокого удельного импульса тяги и высокой плотности к разрабатываемым топливам предъявляется ряд важных требований, таких как стабильность физико-химических свойств, обеспечивающих требуемые сроки эксплуатации, высокие физико-механические характеристики, обеспечивающие требуемую прочность топливного заряда, необходимые баллистические характеристики, позволяющие управлять законом скорости горения и обеспечивать требуемые расходно-тяговые характеристики, высокие технологические свойства, позволяющие изготавливать заряды с минимальными разбросами и многие другие требования.
Масса конструкции 7-8%
Рис. 1. Диаграмма относительного влияния ошибки определения выходных характеристик двигателя
на дальность полета
«Создание нового топлива - многофункциональная задача взаимоувязывания всех необходимых характеристик - энергетических, баллистических, физико-механических, эксплуатационных, в единый комплекс путем выявления наиболее рациональных решений с учетом сложности совмещения разнородных процессов» - отмечал в своей диссертации доктор химических наук В.Ф Комаров. На рис. 2 схематично представлена взаимосвязь основных определяющих характеристик топлив.
Создание нового топлива связано с синтезом и производством компонентов, требующих больших затрат, поэтому в процессе разработки важной задачей является оптимизация компонентного состава при максимальной энергетической эффективности.
Развитие смесевых твердых топлив идет по пути повышения их энергонасыщенности за счет применения в качестве компонентов энергоемких взрывчатых веществ (ВВ), новых окислителей, таких как гексанитрогексаазаизовюрцитан (ГАВ или CL-20 по терминологии США), гидразиннитроформат (HNF), гидридов металлов, активных горюче-связующих (АГС) типа поливинилтетразола (МПВТ-А), глицидилазидного полимера (GAP) и т.д. [9, 10, 16 - 20]. В работе [11] сделан прогноз развития в области смесевых твердых топлив для ракетных двигателей и показано, что перспективным направлением создания топлива нового поколения является компоновка рецептуры на основе активного связующего и нового высокоэнтальпийного окислителя без металлического горючего. Энергетические показатели подобных топлив обеспечивают увеличение эффективного удельного импульса РДТТ на 35 ^ 50 кгс/кг по сравнению с современными составами. Такой качественный скачок позволяет увеличить энергетический потенциал перспективных ракет практически вдвое по забрасываемой массе.
Совершенствование рецептур СРТТ за счет использования в них большого количества мощных ВВ приводит к существенному росту их чувствительности к механическим, тепловым и другим воздействиям. Поэтому проблема обеспечения взрывобезопасности при производстве и эксплуатации изделий на новых составах, особенно с нитроглицеринсодержащими пластификаторами остается актуальной.
Физико-химическая стабильность СРТТ, как показывают экспериментальные и теоретические исследования, существенно зависит от компонентного состава, в частности от стабильности полимеров и от химического строения пластификаторов. Для сохранения долговременных свойств топлива в обеспечение гарантийных сроков эксплуатации необходимо подтверждение совместимости компонентов.
Уровень физико-механических характеристик, а также температурный диапазон эксплуатации также во многом определяется горючесвязующим. Сложной задачей является регулирование механических и баллистических характеристик топлив, содержащих ВВ типа октоген и ГАВ, ввиду слабой адгезии натраминов к полимерной матрице.
Основной конструктивной особенностью современных РДТТ является скрепленный с корпусом твердотопливный заряд. Фундаментальное отличие смесевого твердого топлива от жидкого заключается в том, что топливо в скрепленном заряде интегрировано в конструкцию, является одновременно конструктивным элементом ракетного двигателя и должно удовлетворять требованиям к механическим свойствам (прочность, деформация, модуль упругости). Это же обстоятельство, с учетом основного уравнения внутренней баллистики (формулы Бори) делает вектор проектных параметров каждого ракетного двигателя на твердом топливе уникальным.
Научной основой проектирования и отработки зарядов является методология комплексного формирования качества и надежности зарядов, представляющая целый ряд взаимно увязанных методов проектирования, производства и контроля основных параметров и эксплуатационных характеристик.
Применение современных высокоэнергетических топлив с высокой зависимостью скорости горения от давления, ужесточение требований по внутрибаллистическим параметрам и повышение эксплуатационных нагрузок приводит к необходимости поиска наилучших конструкторских и технологических решений при разработке прочноскрепленных зарядов, представляющих собой сложную техническую систему, состоящую из набора элементов, которые обеспечивают выполнение требуемых ВБХ.
Проектирование конструкции заряда требует применения междисциплинарного подхода, охватывающего различные области знаний в части расчета и анализа газодинамических, механических, физико-химических процессов, происходящих при эксплуатации и работе РДТТ, оптимизации параметров элементов конструкции.
При разработке ракет стратегического назначения заряд разрабатывается исходя из требования ТЗ, выданного разработчиком двигателя или ракеты в целом. В основе проектирования РДТТ лежит обеспечение заданной (то есть необходимой для ракеты) диаграммы тяги (расхода). Характер диаграммы обеспечивается законом газообразования, т.е. изменением поверхности горения и скорости горения топлива при условии непревышения максимального давления и времени работы двигателя. Целенаправленные методики и рекомендации по выбору элементов конструкции заряда, создание базы для проектирования и разработки рекомендаций по ее применению, выполненные ФНПЦ «Алтай» позволяют решить данную задачу на современном уровне.
Практически все характеристики топлива оказывают влияние на проектно-баллистические параметры двигателей и ракеты в целом, отличие заключается только в прямом или косвенном влиянии и в степени этого влияния. И, с другой стороны, условия разработки и эксплуатации РДТТ в составе БРПЛ оказывают обратное влияние на характеристики топлива посредством предъявления к нему комплекса определенных требований.
Выбор топлива и определение проектно-баллистических параметров двигателей маршевых ступеней может быть эффективно осуществлен только в результате комплексного моделирования в составе ракеты во взаимоувязке параметров каждого двигателя с параметрами двигателей других ступеней и параметрами ракеты.
Задача выбора топлива с точки зрения системного проектирования относится к структурному синтезу, так как для каждого рассматриваемого топлива существует и определяется свой вектор проектных параметров и вектор выходных характеристик -целевых функций двигателя. Задача является многокритериальной и для ее корректного решения в полной постановке необходимо руководствоваться системотехническими принципами решения многокритериальных задач. Основными критериями, которым должно удовлетворять рассматриваемое топливо, являются:
• баллистическая эффективность,
• технико-экономические показатели,
• эксплуатационные показатели.
Эксплуатационные показатели топлива учитываются как ограничения. Сложность процесса создания и эксплуатации топлива и РДТТ определяет ряд факторов:
во-первых: обеспечение высокой надежности и безопасности на каждом этапе жизненного цикла изделия от производства и хранения ингредиентов топлива, снаряжения двигателя как самостоятельной СЧ так и в составе ракеты, экспериментальной отработки, боевой эксплуатации, утилизации;
во-вторых: стабильность технологий, поставщиков ингредиентов и составных частей;
в-третьих: производство, испытания, утилизация должны соответствовать возрастающим экологическим требованиям.
Относительно технико-экономических показателей следует отметить, что высокоэнергетические топлива для крупногабаритных маршевых РДТТ являются ценообразующей составной частью двигателей, существенно влияющей на стоимость ракеты. При этом в зависимости от рецептуры стоимость составов может отличаться в несколько раз. Поэтому обобщенным показателем применения топлива того или иного класса должен рассматриваться обобщенный критерий стоимость - эффективность.
Технико-экономическая эффективность применения топлив рассчитывается исходя из обеспечения заданных требований ТТЗ по выполнению боевой задачи группировкой БРПЛ. В качестве показателей эффективности могут использоваться [12]:
• приращение полных затрат при замене базового топлива;
• относительная стоимость доставки полезной нагрузки;
• военно-экономический эффект.
При анализе технико-экономической эффективности стоимость рассчитывается исходя из рецептурной стоимости топлива и стоимости изготовления заряда. Вторая составляющая слабо зависит от компонентного состава, тогда как первая составляющая им определяется.
В конечном счете, применение обобщенного критерия стоимость - эффективность накладывает существенные ограничения на применение различных типов СТРТ в маршевых двигателях ракеты и сужает область рассматриваемых рецептур вплоть до унификации по компонентному содержанию составов.
При анализе баллистической эффективности применения различных топливных составов необходимо учитывать явное либо неявное влияние всех значимых характеристик топлива. В зависимости от условий, при которых проводится сравнение, влияние удельного импульса, реализуемого в условиях конкретного двигателя и плотности различно. Баллистические характеристики, в частности показатели закона скорости горения: чувствительность скорости горения к изменению давления в камере V и температурный коэффициент скорости горения ^ являются определяющими для расчета предельных отклонений параметров двигателя и величины максимального давления.
От уровня физико-механических характеристик топлива зависит конструктивная форма заряда и коэффициент объемного заполнения корпуса топливом.
Следующая группа характеристик топлива, оказывающая влияние на баллистическую эффективность - термодинамические и теплофизические характеристики: температура в камере сгорания, окислительный потенциал продуктов сгорания, содержание конденсированной фазы в составе продуктов сгорания. Температура и окислительный потенциал являются исходными данными для теплового расчета, в результате которого определяются типы теплозащитных и эрозионностойких материалов корпуса и соплового блока и их характеристики. Содержание в топливе алюминия определяющим образом сказывается на величине двухфазных потерь и практического удельного импульса тяги.
Взаимосвязь характеристик топлива с характеристиками двигателя и эффективностью ракеты представлена на диаграмме рис. 3.
ТОПЛИВО
Характеристики топлива
Термодинамические и тепло-физические характеристики
7
Баллистические характеристики кт,р,
Физико-механические характеристики
О", £,Е I
Эксплуатационные характеристики
Технологические характеристики, компонентная база
чувствительность ГСХ_
и _Т^
Степень Геометри-угоплен- ческие па-ности раметры
Проектные параметры РДТТ
кр
Тяга
Время
Давление
ь
_и
_ Степень распшрения
Форма топливного заряда
Выходные характеристики
Практический удельный импульс
Масса заряда
Масса конструкции
Расходная диаграмма
Целевая функция
Дальность полета
Стоимость разработки, стоимость ракеты
Рис. 3. Взаимосвязь характеристик топлива маршевых РДТТ и БРПЛ
Процедурной основой решения задачи выбора топлива по критерию баллистической эффективности является определение вектора проектно-баллистических параметров и вектора выходных характеристик двигателя, снаряжаемого различными топливными составами при сохранении определенных условий проектирования.
Условиями проектирования РДТТ БРПЛ, как правило, являются сохранение габаритов двигателя и габаритов соплового блока, сохранение времени работы, сохранение среднего давления в камере сгорания. Варианты рассматриваемых в процессе поиска топлив могут либо иметь различную природу, либо отличаться вариацией компонентного состава в пределах технологических допусков состава одного паспорта. В зависимости от изменения вектора выходных характеристик двигателя сравнение баллистической эффективности может проводиться либо с применением аппарата частных производных, либо путем прямого баллистического расчета [14].
В любом случае решение задачи требует проведения базового цикла расчета двигателя:
• формирование геометрической модели,
• расчет термодинамический,
• расчет внутрибаллистический,
• расчет тепловой,
•расчет энергетический,
• расчет массовый.
В общем случае сравнительный анализ применения различных топливных составов в РДТТ маршевых ступеней может проводиться при различных условиях проектирования:
а) при ограниченных габаритах двигателя;
б) при ограниченной массе двигателя;
в) при обоюдном ограничении на массу и габариты двигателя.
Заметим также, что при этом действуют ограничения по габаритам и массам ракеты в целом, в силу чего необходимо рассматривать изменения характеристик всех ступеней в совокупности, включая и боевую ступень.
Определяющим условием при проектировании РДТТ БРПЛ является ограничение габаритов ракеты габаритами шахты подводной лодки, что обуславливает и ограниченные габариты РДТТ ступеней. В этих условиях влияние плотности топлива приобретает более важное значение по сравнению с вариантом б). Применение топлива с большей плотностью позволяет в одинаковых габаритах разместить больший запас топлива.
Для качественного сравнительного анализа топливных составов можно использовать показатель
Э = 1уд-рс .
Взяв логарифмическую производную, получим выражение для С:
С = -—/
3 р '
которое характеризует коэффициент эквивалентности влияния изменений удельного импульса и плотности.
В случае ограниченной длины двигателя коэффициент Сг определяется выражением [13]:
( г-1 Т ,,„0 Л
с= - И
1
1 - Иг
^1уд3тРг И-
1 -У
V 1=14т0; 1 - И} у
щ
где = —От - относительная масса топлива г-й ступени.
т°
Анализ расчетов показывает, что изменение плотности на 1 % эквивалентно изменению удельного импульса для I ступени на 0,71 %, для II ступени на 0,32 %, для III ступени на 0,22 %.
В процессе поиска наиболее оптимальной топливной композиции каждой ступени ракеты производится сравнение топлив различного класса, имеющих существенные отличия по баллистическим характеристикам. Так, составы могут иметь существенно отличающуюся чувствительность скорости горения к изменению давления в камере. При сравнении топливных составов с различными показателями степени в законе скорости горения у1 и \2 необходимо учитывать различие предельных отклонений внутрикамерного давления. Оценки могут быть проведены при различных условиях:
• при сохранении среднеинтегрального давления, при этом изменяется величина максимального давления Ртах и, следовательно, массовые характеристики корпуса;
• при сохранении максимального давления Ртах, при этом диаметр критического сечения сопла и степень расширения изменяются в соответствии с изменением среднеинте-грального давления, что приводит к изменению практического удельного импульса тяги.
Максимальное давление в камере определяется известным выражением:
РГ =Рк<ЗХ (1 + у)
тах Р
1
где Ф р - максимальное значение функции относительного давления:
(о
Фтах
V у
п
ёр 4Б
Р 1 - V
Б - величина, пропорциональная дисперсии.
относительное отклонение текущего давления в камере,
Условие сохранения максимального давления принимает вид:
Р
Р.,
и4о_ ^
1 - VI
S
1+
V 1 - VI у
Полагая, что топливные заряды имеют одинаковую форму =со^^, топлива
имеют одинаковый температурный коэффициент скорости горения и одинаковое среднеквадратичное отклонение скорости горения и приняв значение максимальной относительной поверхности горения Smax/S =1,1 и дисперсию Б = 0,08, получим зависимость для соотношения средних давлений в камере при различных показателях V (рис. 4).
0,9
0,8
0,4
показатель) степени
Рис. 4. Зависимость относительного давления в камере от чувствительности скорости горения к давлению при сохранении максимального давления
При постоянных массовом расходе и габаритах сопла изменение среднего давления в камере приводит к изменению диаметра критического сечения и степени расширения сопла:
d¡
*2 _
d*1 ^
Р
к1
d
а2 _
Р
к2
Р„
Р„
к2 а1 V к1
Таким образом, возрастание показателя V с 0,2 до 0,6 приводит к уменьшению давления на ~ 20 %, степени расширения на ~ 10 % и уменьшению удельного импульса тяги. На рис. 5 приведен график зависимости изменения удельного импульса для топлива при изменении степени расширения, соответствующей изменению показателя V с 0,2 до 0,6. Топливу с показателем V = 0,2 соответствуют характеристики: Рк = 10 МПа, <Ла = 4, <* = 0,3 м.
На системном этапе формирования облика ракеты при анализе различных топливных составов каждой отдельной ступени ограничения обусловлены, как правило, сохранением габаритов двигателя и требованиями к тяге (расходу) либо времени работы, при этом сохраняется возможность выбора оптимальных параметров РДТТ для нового топливного состава.
v1-v2
3,63
3,75
3,88
<>
га
° 1
л -1 г
0
° -2 л г ш
Ч
^
1 -3
Степень расширения
Рис. 5. Зависимость уменьшения удельного импульса от степени расширения:
1 - у=0,3; 2 - у=0,5; 3 - у=0,6
Наряду с этим на различных этапах разработки могут возникнуть задачи замены топлива в отдельной ступени ракеты и тогда условия расчета характеристик двигателя и оценки изменения баллистической эффективности топлива будут иными. Если изменение типа топлива осуществляется на продвинутых этапах разработки ракеты, что на практике имело место при разработке двигателей верхних ступеней ракеты Р-39УТТХ в связи с утратой компонентной базы заложенного ранее топлива, то определяющим условием проектирования становится максимальное сохранение отработанной материальной части двигателя. Характеристики двигателя определяются при заданных конструкциях корпуса и соплового блока:
• корпус РДТТ рассчитан на определенное максимальное давление рах ,
• габариты соплового блока: начальный диаметр критического сечения сопла ,
м ~ ,о
диаметр среза сопла аа , длина сверхзвуковой части сопла 1 сз определены,
• теплозащитное покрытие корпуса и эрозионностойкие материалы соплового тракта рассчитаны на максимальное время работы то.
В этом случае при переходе на другое топливо изменяется величина среднего массового расхода и время работы двигателя. Увеличение времени работы требует подтверждения достаточности толщин теплозащитных покрытий и эрозионностойких материалов корпуса и сопла для обеспечения их работоспособности, а также ресурсов вспомогательных агрегатов (рулевой привод, двигатель крена). Обеспечение же постоянного времени работы двигателя при рассматриваемых условиях невозможно. Для этого необходимо повышать рабочее давление в камере и увеличивать прочность корпуса. Поэтому задача каждый раз становится уникальной и требует принятия компромиссных решений.
Аналогичная задача возникает в случае двухэтапной разработки с модернизацией двигателей за счет применения более высокоэнергетичного топлива. В данном случае, по сравнению с последним, проектные параметры двигателя определяются и оптимизируются уже с учетом планируемого изменения типа топлива.
Рассмотренные примеры являются лишь отдельными иллюстрациями комплексной проблемы формирования требований к смесевым твердом топливам маршевых РДТТ БРПЛ с учетом особенностей их создания и взаимообусловленного влияния характеристик создаваемых составов и проектно-баллистических параметров перспективных ракет на этапе системного проектирования.
4
4
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Победоносцев Ю.А. О первых испытаниях в полете воздушно-реактивных двигателей // Материалы XVIII Междунар. астронавтического конгресса «Из истории астронавтики и ракетной техники». М. : Наука, 1970. С. 10-16.
2. Макеев В.П. Морские ракетные комплексы стратегического назначения в СССР // В кн. «Баллистические ракеты подводных лодок России». Избранные статьи / под общ. ред. И.И. Величко. Миасс : Изд-во ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева», 1997. C. 54-62.
3. Обухов Н.А., Шишкин В.С. Создание морских твердотопливных ракет // В кн. «Баллистические ракеты подводных лодок России». Избранные статьи / под общ. ред. И.И. Величко. Миасс : Изд-во ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева», 1997. С. 186-198.
4. Черток Б.Е. Ракеты и люди. Горячие дни холодной войны. М. : Машиностроение», 1999. 528 с.
5. Sakovich G.V. Design Principles of Advanced Solid Propellants // Journal of Propulsion and Power. 1995. V. 11, № 4. P. 830-837.
6. Тюрин П.А. От пушек к ракетам // В сб. «Невский бастион». СПб., 1999. Вып. 6. С. 74-111.
7. Жарков А.С., Яскин А.В. Участие ФНПЦ «Алтай» под руководством Я.Ф. Савченко в становлении и развитии отечественного ракетостроения // В сб. «Савченко Яков Федорович: 100-летию со дня рождения посвящается». Бийск : ФНПЦ «Алтай», 2013. С. 37-70.
8. Морские стратегические ракетные комплексы. М. : Военный Парад, 2011. 268 с.
9. Bottaro, Jeffrey C. Recent advances in explosives and solid propellants // Chemistry and Industry. 1996. № 7. С. 249-252.
10. Сакович Г.В. Методология построения и практического применения композиционных материалов с дисперсным наполнителем // Известия АН СССР. Сер. Хим. 1990. №10. С. 2354-2375.
11. Комаров В.Ф., Шандаков В.А. Твердые топлива, их особенности и области применения // Физика горения и взрыва. 1999. Т. 35, №2. С. 30-34.
12. Энергетические конденсированные системы. Краткий энциклопедический словарь / под. ред. Б.П. Жукова. М. : Янус, 1999. 555 с.
13. Николаев Ю.С., Соломонов Ю.С. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ. М. : Воениздат, 1979. 240 с.
14. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов. М. : Наука, 1982. 352 с.
15. Внутренняя баллистика РДТТ / под ред. А.М. Липанова, Ю.М. Милехина. М. : Машиностроение, 2007. 504 с.
16. Цуцуран В.И., Петрухин Н.В., Гусев С.А. Военно-технический анализ состояния и перспективы развития ракетных топлив : учебник. М. : МО РФ, 1999. 332 с.
17. Талавар М.Б., Сивабалан Р., Астана С.Н., Сингх X. Новые сверхмощные энергетические материалы // Физика горения и взрыва. 2005. Т. 41, № 3. С. 25-45.
18. Наир У.Р., Сивабалан Р., Гор Г.М., Гиза М., Астана Ш.Н., Сингх Х. Гексанитрогексаазаизовюрцитан (CL-20) и составы на его основе (обзор) // Физика горения и взрыва. 2005. № 2. С.3-16.
19. Schoyer H.F.R., Welland-Veltmans W.H.M., Louwers J. et al. Overview of the Development of Hydrazinium Nitroformate-Based Propellants // Journal of Propulsion and Power. 2002. V. 18, № 1. P. 138-145.
20. Judge M.D. Перспективные топлива GAP/AN/TAGN // Propellants, Explosives, Pyrotechnics. 2007. V. 32, № 2. P. 175-181.
21. Милёхин Ю.М., Ключников А.Н., Бурский Г.В., Лавров Г.С. Энергетика ракетных двигателей на твердом топливе. М. : Наука, 2013. 207 с.
22. Апанасенко В.М., Рухадзе Р.Л. Морские ракетно-ядерные системы вооружения (прошлое, настоящее, будущее). М. : Муниципальное образование «Выхино-Жулебино», 2003. 226 с.
ON THE METHODOLOGY OF REQUIREMENTS DEFINITION FOR COMPOSITE SOLID PROPELLANTS AND ITS APPLICATION IN CRUISE ROCKET ENGINE OF SUBMARINE BALLISTIC MISSILE: SYSTEMS ENGINEERING STAGE
Bitkin S.A.
Open Joint Stock Company «Academician V.P. Makeyev State Rocket Centre», Miass, Chelyabinsk Region, Russia
SUMMARY. The examples of integrated problem in requirements definition for composite solid propellants of cruise rocket engine of submarine ballistic missile have been considered. Particular behaviors of properties' mutual interaction of developed compositions and designed ballistic parameters of challenging rockets have been taken into account on the systems engineering stage.
KEYWORDS. composite solid propellant, ballistic characteristic, systems engineering.
Биткин Сергей Александрович, кандидат физико-математических наук, доцент, ОАО ГРЦ Макеева, Филиал ЮУрГУ в г. Миассе, e-mail: sergebit@mail.ru
