РДТТ межконтинентальных баллистических ракет

Конструктивно-компоновочные схемы твёрдотопливной ракеты и маршевых РДТТ взаимно увязаны, так как РДТТ составляют важнейший элемент всей ракеты и определяют её облик.

Конструкции типичных маршевых РДТТ первых отечественных баллистических ракет стратегического назначения представлены на рисунках 1.1, 1.2 [1]. В дальнейшем при применении маршевых РДТТ в баллистических ракетах стратегического назначения морского базирования (на подводных лодках) на конструктивно-компоновочные схемы двигателей были выставлены габаритно-массовые ограничения и это повлияло на их устройство.

Конструкция маршевого РДТТ первой ступени баллистических ракет РТ-2, РТ-2П приведена на рисунке 1.1 [1]. Двигатель - моноблочный четырёхсопловой, с зарядом, прочно скреплённым с корпусом, разработки и отработки ФНПЦ «АЛТАЙ» [13]; состоит из переднего днища 4 с воспламенительным устройством (ВУ), корпуса 5 с зарядом 6 и заднего днища 7 с четырьмя сопловыми блоками 9. Сборку днищ с корпусом осуществляли с помощью клиновых соединений.

Ракета РТ-2П (модернизация первой отечественной твёрдотопливной межконтинентальной баллистической ракеты РТ-2 в 1968 г.; первая ступень модернизации не подвергалась [28]) имела стартовую массу 51,0 т, максимальную дальность 9800 км, длину 21,32 м, массу головной части 470 кг. Круговое вероятное отклонение головной части ракеты РТ-2П от цели было менее 1500 м.

Всего за период испытательных и учебно-боевых пусков ракеты по 1994 год включительно запущено на промежуточные и максимальные дальности около 100 ракет. Пуски неизменно подтверждали высокую надёжность ракеты РТ-2П, заряды всех трёх маршевых ступеней которой были разработаны и отработаны ФНПЦ «АЛТАЙ» [28].

 

 

 

В собранном виде двигатель герметичен. Корпус 5 и днища 4, 7 сварные, выполнены из высокопрочной легированной стали.

Переднее днище 4 имеет центральную горловину с крышкой 2 для крепления ВУ и узла аварийного выключения двигателя (АВД), а заднее днище 7 - четыре патрубка для крепления сопловых блоков 9. Корпус и днища с внутренней стороны защищены от воздействия продуктов сгорания топливом и теплозащитным покрытием.

Органами управления являются четыре разрезных сопла 9 с разъёмом в сверхзвуковой части. Зазор между качающейся и неподвижной частями сопла герметизируется эластичной резинотканевой манжетой. Качание каждого сопла осуществляется в одной плоскости автономными электрогидравлическими рулевыми машинами 8. Управление полетом ракеты по углам тангажа, рыскания и крена обеспечивается отклонением сопел (попарно) в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

Силовая часть конструкции сопла выполнена из титановых сплавов. В сопловом тракте применены детали, изготовленные из эрозионно-стойких пластмасс, высокоплотного графита и вольфрамового сплава.

Заряд 6 прочно скреплен с корпусом 5 двигателя с помощью клеевого состава, нанесенного на асболавсановый защитно-крепящий слой корпуса. Он выполнен в виде моноблока с центральным круглым каналом, четырьмя длинными и четырьмя короткими щелями, равномерно расположенными по окружности со стороны заднего днища, и кольцевой проточкой на переднем торце заряда. Для снятия температурных напряжений при эксплуатации РДТТ заряд по переднему торцу раскреплен с корпусом при помощи специальной манжеты [1].

Двигатель запускается путём подачи электрического импульса на пиропатрон 1 предохранительного типа, от которого срабатывает пиротехнический воспламенитель 3 и своими продуктами сгорания воспламеняет твёрдотопливный заряд 6. Двигатель работает до полного выгорания топлива. В его конструкции предусмотрено устройство для аварийного выключения, состоящее из детонирующего удлиненного заряда (ДУЗ) и электродетонатора предохранительного типа, устанавливаемое на крышке 2 переднего днища РДТТ. При нерасчётном отклонении ракеты от траектории по команде от системы управления срабатывает электродетонатор, который инициирует ДУЗ, установленный на наружной поверхности крышки 2. Кумулятивная струя ДУЗа срезает крышку, и заряд перестает гореть из-за резкого сброса давления [1].

На рисунке 1.2 приведена конструкция РДТТ третьей ступени баллистической ракеты РТ-2П. Двигатель - моноблочный четырёхсопловой с зарядом из СРТТ, прочно скреплённым с корпусом [1]. Корпус 4 сварной конструкции изготовлен из высокопрочной легированной стали и состоит из переднего днища и обечайки. Переднее днище представляет собой сварную конструкцию, в которую входят штампованное днище эллиптической формы, передний шпангоут, центральная горловина и патрубки узлов отсечки тяги. Цилиндрическая часть корпуса - комбинированная, состоящая из стальной обечайки с задним шпангоутом, которая упрочнена намоткой однонаправленного стеклопластика 5. К корпусу 4 двигателя при помощи клинового соединения пристыковывается заднее днище 6. Заднее днище 6 сварной конструкции выполнено из штампованной заготовки, шпангоута и четырёх сферических патрубков. В собранном состоянии двигатель герметичен [1].

С внутренней стороны корпус и заднее днище защищены от воздействия продуктов сгорания топливом и теплозащитными покрытиями. Наружные поверхности корпуса, заднего днища и сопловых патрубков для защиты от аэродинамического нагрева и теплового воздействия газовых струй имеют сублимирующее покрытие.

Узлы отсечки тяги выполнены из титанового сплава, раструбы отсечек - из стеклопластика [1].

Органами управления тягой двигателя по направлению служат разрезные управляющие сопла (РУС) 8 с разъёмом в сверхзвуковой части. Качание каждого сопла осуществляется в одной плоскости, и при взаимно перпендикулярном расположении осей качания обеспечивается управление в полёте ступенью ракеты по углам тангажа, рыскания и крена. В качестве приводов органов управления используют автономные электрогидравлические рулевые машины 7. Разъём между подвижной и неподвижной частями сопла герметизируют с помощью резино-тканевой манжеты. Силовая часть конструкции сопла выполнена из титанового сплава. В газовом тракте сопла применены эрозионностойкие пластмассы, высокопрочный графит и пировольфрам [1].

Заряд 3 разработки ФНПЦ «АЛТАЙ» [13] представляет собой моноблок с передним и задним расположением щелевых компенсаторов. Горение заряда происходит по поверхностям центрального круглого канала, заднего торца заряда, задних и передних щелей. Четыре передние щели заряда расположены в плоскостях стабилизации и обеспечивают возможность включения узлов отсечки тяги через 15 с после начала работы РДТТ. Восемь задних щелей заряда расположены относительно друг друга под углом 45°. Заряд изготавливали литьём под небольшим давлением непосредственно в камеру сгорания двигателя. Заряд 3 прочно скреплен с корпусом 4 через клеящий подслой и защитно-крепящий слой [1].

Для снижения уровня напряжений, возникающих при эксплуатации двигателя, заряд со стороны переднего торца раскреплен при помощи резиновой манжеты на тканевой основе.

Запуск двигателя осуществляется подачей электрического им-пульса на пиропатрон предохранительного типа, установленный на переднюю крышку 1 двигателя. От пиропатрона срабатывает пиротехнический воспламенитель, а затем воспламеняется твёрдотопливный заряд.

Двигатель выключается в две ступени посредством последовательного срабатывания двух пар отсечек тяги 2 после подачи предварительной и главной команд на электродетонаторы, которые инициируют детонирующие заряды, обеспечивающие отрыв крышек отсечек. При истечении газов через сопла отсечек создается необходимая противотяга. Узлы отсечек тяги 2 можно использовать и для аварийного выключения двигателя [1].

Типичная конструкция РДТТ первой баллистической ракеты морского базирования приведена ниже на рисунке 1.3 [1]. Моноблочный двигатель [1] односопловой конструкции второй ступени морской баллистической ракеты РСМ-45 состоит из корпуса 2 с твёрдотопливным зарядом 4, крышки 1 со средствами запуска и органов управления.

Корпус 2 представляет собой тонкостенную оболочку из органопластика с закладными элементами (фланцами) 6, 10 и стыковочным шпангоутом 3, получаемую методом непрерывной намотки ленты из стеклонити. Оптимальная форма днищ оболочки имеет вид поверхности вращения, на которой нити в ленте при намотке располагаются по геодезическим линиям. Цилиндрическая часть корпуса формируется сочетанием спиральных и тангенциальных слоев лент из органонитей. Центральный фланец 10, заматываемый в переднее днище органопластиковой оболочки, предназначен для крепления крышки 1 с воспламенителем 9. Центральный фланец 6, заматываемый в заднее днище органопластиковой оболочки, предназначен для установки разрезного управляющего сопла 5 на карданном подвесе. Внутренняя поверхность корпуса двигателя защищена от воздействия продуктов сгорания  топливом и теплозащитными покрытиями на основе резин [1].

Крышка 1 цельнометаллической конструкции необходима для крепления воспламенителя 9 пиротехнического типа и пиропатрона предохранительного типа. Крепление крышки 1 к корпусу 2 шпоночное.

 

 

 

Органы управления двигателя состоят из разрезного сопла 5, утопленного в камеру сгорания, и двух двигателей крена 7. Герметизация соединения неподвижной и подвижной частей сопла обеспечивается гибкой уплотнительной диафрагмой. Отклонение раструба сопла осуществляется рулевыми машинами 8, установленными во взаимно перпендикулярных плоскостях по две в каждом канале управления (тангажа и рыскания). Две рулевые машины отклоняют раструб сопла относительно карданового кольца, а две другие - кардановое кольцо относительно корпуса неподвижной части сопла.

Силовая часть конструкции сопла выполнена из титанового сплава. В газовом тракте сопла применены эрозионностойкие материалы: углепластики, графиты и т. п. На неподвижном корпусе сопла с помощью кронштейнов установлены автономные твёрдотопливные двигатели 7 для управления по каналу крена [1]. Твёрдотопливный заряд торцевого горения для этих двигателей крена разработан ФНПЦ «АЛТАЙ».

Заряд 4 моноблок разработки ФНПЦ «АЛТАЙ» изготавливается методом литья под давлением непосредственно в корпус двигателя; при этом обеспечивается прочное скрепление со стенкой камеры сгорания. Внутренний канал заряда круглой формы, а  в зоне утопленной части сопла - конический с щелевыми компенсаторами.

Двигатель запускается с помощью пиропатрона предохранительного типа и пиротехнического воспламенителя 9; работает до полного выгорания топлива [1].

На рисунке 1.4 изображена конструкция маршевого РДТТ первой ступени баллистической ракеты «Минитмен-III» (США) [1]. Это ракетный двигатель с четырьмя управляющими соплами, металлическим корпусом и зарядом из СРТТ.

Корпус 1 двигателя изготовлен из высокопрочной стали. Обечайка 2 корпуса сварена из шести кольцевых секций. К обечайке приварено переднее днище с фланцем для крепления воспламенителя. Сопловое днище 3 соединено с обечайкой корпуса при помощи конусного резьбового соединения. К сопловому днищу приварены четыре фланца для крепления сопел.

Заряд 4 твёрдого топлива состоит из двух частей. Основная часть заряда изготовлена методом свободного литья в корпус и прочно скреплена с ним. Заряд имеет центральный канал с шестью профилированными щелями. Дополнительный заряд расположен на сопловом днище. Сопла 5 двигателя в камеру сгорания не утоплены.

 

 

 

Двигатель второйступени баллистической ракеты «Трайдент-1» (рисунок 1.5) представляет собой моноблок с центральным поворотным управляющим соплом [1]. Корпус 2 двигателя прочно скреплен с зарядом 3 из СРТТ. Сопло 4 утоплено в камеру сгорания. Корпус 2 изготавливался методом спиральной намотки из органопластика
«Кевлар-49». Закладные элементы (фланцы) из высокопрочного алюминиевого сплава присоединяют к корпусу в процессе его изготовления. На переднем фланце закреплен воспламенитель 1. Управление вектором тяги по углам тангажа и рыскания осуществляется отклонением сопла 4, установленного на гибкой опоре, при помощи автономных турбогидравлических систем.

 

 

 

Рисунок 1.5 - Конструктивная схема маршевого РДТТ второй ступени баллистической ракеты «Трайдент-1» (США)

 

 

Гибкая опора 5 состоит из двух внешних обойм из алюминиевого и титанового сплавов, между которыми находится упругий элемент, представляющий собой набор чередующихся кольцевых пластин сферического профиля, соединенных привулканизированными к ним прокладками из натурального каучука [1].

Заряд 3 РДТТ - моноблок с центральным цилиндрическим каналом переменного сечения, имеющий 11 профилированных щелей у соплового днища. Двигатель работает до полного выгорания топлива.

Схема маршевого РДТТ третьей ступени межконтинентальной баллистической ракеты МХ (США) приведена на рисунке 1.6 [1].

 

 

 

Рисунок 1.6 - Конструктивная схема маршевого РДТТ третьей ступени межконтинентальной баллистической ракеты МХ (США)

 

Двигатель представляет собой моноблок с центральным поворотным управляющим соплом. На фланце переднего полюсного отверстия корпуса 2 двигателя закреплен воспламенитель 1. К фланцу заднего полюсного отверстия корпуса крепится сопловой блок 4.

Корпус 2 с внутренним теплозащитным и наружным защитным покрытием спроектирован по схеме «кокон» и имеет малое (около 0,7) отношение длины к диаметру. Заряд 3 из СРТТ, прочно скреплённый с корпусом, изготовляют методом свободного литья топливной массы в корпус. Заряд имеет центральный цилиндрический канал переменного сечения. В центральной части заряда выполнена кольцевая проточка, а в передней части заряда - семь профилированных щелей [1]. Органом управления служит сопло 4 с гибкими опорами в области его критического сечения. Гибкие опоры представляют собой две внешние стальные обоймы, между которыми находится упругий элемент, состоящий из чередующихся слоев кольцевых пластин сферического профиля, соединенных привулканизованными к ним эластичными прокладками. Входная часть сопла и вкладыш его критического сечения спроектированы как одно целое; их изготовляют из монолитных заготовок материала углерод-углерод с трёхмерной ориентацией армирующих волокон. Впервые в практике американского твёрдотопливного двигателестроения в конструкции сопла применены выдвигающиеся насадки 5, 6 раструба сопла телескопического типа с двумя подвижными секциями. В рабочее положение подвижные секции раструба сопла выдвигаются с помощью специальных газогенераторных устройств после отделения РДТТ предыдущей ступени: поток газов от газо­генератора через распределительное устройство направляется непосредственно в четыре телескопических двухступенчатых пневмоцилиндра, с помощью которых перемещаются подвижные секции. Эти же пневмоцилиндры придают дополнительную жёсткость выходному раструбу сопла. Сопло отклоняется с помощью автономных турбогидравлических систем. Во время работы РДТТ третьейступени ракеты МХ управление по крену осуществляется двигательной установкой ступени разведения ракеты [1].

В таблицах 1.1, 1.2 [1] приведены характеристики описанных выше маршевых РДТТ отечественных и зарубежных (США) баллистических ракет.

Таблица 1.1 - Характеристики маршевых РДТТ отечественных

баллистических ракет

Параметры РДТТ	Баллистическая ракета
	РТ-2 (СССР)	РТ-2П (СССР)	РСМ-45 (СССР)
1	2	3	4
Маршевая ступень	Первая	Третья	Вторая
Длина двигателя, мм	9000	4000	3000
Диаметр двигателя, мм	1840	1060	1540
Масса заряда, кг	30800	3600	6200
Степень расширения сопла	2,7	4,8	4,5
Время работы, с	75,4	49,0	74,0
Давление в двигателе, МПа	4,7	3,9	3,0

Продолжение таблицы 1.1

1	2	3	4
Тяга, кН	1046,0	204,6	228,0
Удельный импульс тяги, Н×с/кг	2563	2780	2795
Относительная длина цилиндрической части корпуса двигателя	3,90	2,60	0,53
Коэффициент объёмного заполнения камеры сгорания	0,914	0,890	0,910
Коэффициент массового совершенства	0,105	0,110	0,094
Органы управления	Четыре РУС на цапфенном подвесе	Четыре РУС на цапфенном подвесе	Одно РУС на карданном подвесе
Материал корпуса	Сталь	Сталь + стеклоплас-тик	Стеклоплас-тик

 

Таблица 1.2 - Характеристики маршевых РДТТ зарубежных (США) баллистических ракет

Параметры РДТТ	Баллистическая ракета
	«Минитмен-III» (США)	«Трайдент-1» (США)	МХ (США)
1	2	3	4
Маршевая ступень	Первая	Вторая	Третья
Длина двигателя, мм	7486	2640	2330
Диаметр двигателя, мм	1680	1880	2340
Масса заряда, кг	20780	7920	7100
Степень расширения сопла	3,16	4,5	8,2
Время работы, с	61,6	60,0	58,0
Давление в двигателе, МПа	5,0	7,8	5,9

Продолжение таблицы 1.2

1	2	3	4
Тяга, кН	890	363	373
Удельный импульс тяги, Н×с/кг	2678	2864	3005
Относительная длина цилиндрической части корпуса двигателя	3,36	0,79	0
Коэффициент объёмного заполнения камеры сгорания	0,88	0,92	0,86
Коэффициент массового совершенства	0,100	0,078	0,088
Органы управления	Четыре КУС	Одно ПУС на гибкой опоре	Одно ПУС на гибкой опоре
Материал корпуса	Сталь	Органоплас-тик	Органоплас-тик
Примечание - РУС, КУС и ПУС соответственно разрезное, качающееся и поворотное управляющие сопла

 

Параметры РДТТ США, как отмечено в работе [1], заимствованы из зарубежных источников, а некоторые определены расчётным путём.

Коэффициент массового совершенства – отношение массы конструкции ракетного двигателя без топлива к массе твёрдого топлива.

Из анализа приведённых выше схем ракетных двигателей (см. рисунки 1.1–1.6) и их характеристик, приведённых в таблицах 1.1 и 1.2 [1], можно сделать вывод, что маршевые двигатели на смесевом твёрдом топливе межконтинентальных баллистических ракет как разработки СССР, так и США существенно отличаются друг от друга многообразием схемных и конструктивных решений, габаритными размерами и значениями основных параметров. Корпуса этих двигателей выполнены с большим диапазоном относительных длин (от 0 до 4,0), диаметром от 1,0 до 2,4 м из высоколегированных сталей, высокопрочных титановых сплавов, стекло- и органопластиков, комбинированных материалов (сталь+стеклопластик), с узлами отсечки тяги и без них, с отъёмными днищами или безразъёмной (по диаметру РДТТ) конструкции [1].

Космические системы

 

Энергия СРТТ широко используется в космических системах, например, в системах аварийного спасения космонавтов. Она применяется для таких решений, где требуется безотказность и высокая надёжность работы двигателя, в РДТТ специального назначения может быть осуществлено многократное выключение и повторное включение двигателя.

Эта проблема на базе познания механизма горения твёрдых топлив была решена в научном и инженерном плане научной школой академика Б.П. Жукова [21] по заданию основоположника отечественной космической техники академика С.П. Королёва [21].

Поставленная исключительно сложная задача потребовала выполнения фундаментальных исследований в области изучения процессов горения твёрдых ракетных топлив, газовой динамики течения продуктов сгорания, теплопередачи, внутренней баллистики, стабильности рабочего процесса, конструирования специальных узлов гашения и запуска и многих других задач [37]. К концу шестидесятых – началу семидесятых годов прошедшего века корректирующая двигательная установка многократного включения на твёрдом топливе была отработана для обеспечения спуска на землю полезных грузов после пребывания их на орбите. Эта установка не имела аналогов ни у нас в стране, ни за рубежом. Разработанный двигатель должен был обеспечивать 10 включений и выключений [37].

Всего для обеспечения программ по космической тематике в ФЦДТ «Союз» под руководством академика Б.П. Жукова отработаны и сданы в эксплуатацию 94 заряда и 18 энергетических установок к  пилотируемым ракетно-космическим комплексам и беспилотным космическим аппаратам [37]. В ФНПЦ «АЛТАЙ» также были созданы заряды и газогенераторы для космической техники (РДТТ в ракете для вывода на орбиту спутников связи «Молния», РДТТ лунно-посадочного устройства, газогенератор раскрытия створок антенн спускаемых космических аппаратов на Марс, газогенератор для забора и анализа грунта Венеры) [39].

Академик Б.П. Жуков сформулировал основные преимущества РДТТ применительно к целесообразности их использования в ракетно-космической технике [37]:

- высокая надёжность и безопасность на этапах предстартовой эксплуатации, участка выведения и нахождения на орбите;

- постоянная готовность к запуску, отсутствие необходимости проведения регламентных работ;

- возможность длительного пребывания (до 7–10 лет) твёрдотопливных энергетических систем в условиях орбитального полёта.

Представления о конструкциях двигателей на твёрдом топливе для решения практических задач космонавтики, их надёжности при эксплуатации и других преимуществах может быть проиллюстрировано на примере твёрдотопливной системы аварийного спасения в случае аномальной работы жидкостных двигателей при старте ракеты [37].

Например, твёрдотопливная двигательная установка (ДУ) системы аварийного спасения (САС) для космического корабля «Союз-ТМ» (рисунок 1.7), предназначенного для длительных полётов, маневрирования, сближения и стыковки на орбите спутника Земли, включает четыре двигателя:

1. Управляющий РДТТ для корректировки траектории полета. Полный импульс тяги у двигателя 0,6 тс×с, время работы 0,75 с, заряд состоит из семи шашек нитроглицеринового баллиститного пороха с общей массой 3 кг.

2. РДТТ, предназначенный для отделения головного блока от спускаемого аппарата. Полный импульс двигателя равен 12 тс×с, время работы 1,2 с; пороховой заряд состоит из 19 шашек с общей массой
70 кг.

3. Центральный РДТТ, состоящий из двух камер. Его назначение - отделение и подъём отделяемого головного блока на заданную высоту. Полный импульс тяги при работе двух камер равен 160 тс×с, время работы 4 с, масса заряда 890 кг. В заряде 14 шашек из нитроглицеринового баллиститного пороха. В пороховых ракетах первых поколений на каждый килограмм пороха приходилось от 2 до 3 килограмм конструкционных материалов. В современных РДТТ на каждый килограмм твёрдого топлива для лучших РДТТ приходится порядка 60 граммов конструкционных материалов.

4. Двигатель мягкой посадки, который работает на заключительном этапе. Его общая масса 1,815 кг, время работы 0,15 с, средняя тяга двигателя 2,4 тс×с. При нормальном старте ракетоносителя двигательная установка САС работает как дополнительная тяговая сила к основным ЖРД. За весь период многолетней эксплуатации РДТТ этой системы аварийного спасения работали надёжно и безотказно [37]. Системами подобного назначения и устройства оборудовались все пилотируемые космические аппараты в США («Аполлон», «Меркурий», «Джемини») и некоторые автоматические космические объекты для спасения экипажа и дорогостоящего оборудования [19]. 26 сентября 1983 года во время проведения предстартовых операций для предстоящего полёта на орбитальную станцию «Салют-7» произошла авария ракетоносителя (пожар). Сработала система аварийного спасения. Двигательная установка САС чётко отработала и спасла советских космонавтов В.Г. Титова и Г.М. Стрекалов. Экипаж приземлился недалеко от стартового стола [21].

 

Рисунок 1.7 – ДУ САС космического корабля «Союз-ТМ»

 

Рассмотрим ряд доводов по применению РДТТ в космических системах. РДТТ характеризуется конструктивной простотой, в то время как жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) является лишь частью двигательной установки, в которую входят  топливные баки, питающие трубопроводы, заправочно-сливные и дренажно-предохранительные клапаны, а также ряд других элементов. РДТТ же сам по себе является, по существу, двигательной установкой. Однако, как видно из изложенного материала в пунктах 1.1, 1.2, создание этого «простого» двигателя требует чрезвычайно высокого развития теоретических знаний, химической отрасли техники, технологии производственных процессов, а также овладения многими техническими «секретами».

Ещё раз укажем, что простота РДТТ вместе с высокой плотностью твёрдого топлива позволяет создавать совершенные двигательные установки, в которых на конструкцию приходится лишь 5-7 % от общей массы (при использовании ЖРД этот показатель в 1,5 раза хуже).Указанное обстоятельство в значительной степени компенсирует меньший по сравнению с ЖРД удельный импульс тяги РДТТ. По этому важнейшемупараметру РДТТ уступает в 1,5 раза лучшим ЖРД, работающим на топливе «жидкий кислород-жидкий водород».

Рисунок 1.7 – Двигательная установка системы аварийного спасения космического корабля «СОЮЗ-ТМ».

Известно, что это эффективное топливо явилось одним из факторов успешного осуществления пилотируемых полетов на Луну. В 1962 г. в США началась разработка самой грандиозной космической системы в истории человечества – ракеты «Сатурн-5». Её первый запуск осуществлён 9 ноября 1967 г. Всего было изготовлено 15 образцов, из которых запущено 13, а 2 образца переданы в музей. Последний запуск состоялся 14 мая 1973 г. Все запуски считаются успешными. Разработкой ракеты «Сатурн-5» руководил знаменитый Вернер фон Браун, ранее известный как немецкий конструктор ракет периода Второй мировой войны «Фау-2». Эта ракета была предназначена для вывода на траекторию полёта к Луне космических кораблей «Аполлон». Она давала возможность вывода полезного груза массой до 139 т на низкую круговую орбиту с наклонением 28,5 градусов и порядка 50 т на траекторию полёта к Луне. Стартовая масса ракеты около 2900 т, сухая масса 131 т, длина 85,6 т, диаметр 10 м. Топливо двигательной установки первой ступени «жидкий кислород-керосин». Суммарная тяга пяти ЖРД – 35 МН (3500 тс). Топливо второй ступени - «жидкий кислород-жидкий водород» (пять ЖРД), топливо третьей ступени – «жидкий кислород-жидкий водород» (один ЖРД).

Однако применение топлива «жидкий кислород- жидкий водород» не всегда целесообразно, так как связано, в частности, с необходимостью принятия специальных мер к устранению потерь испаряющихся криогенных компонентов топлива (особенно жидкого водорода). А это приводит, естественно, к утяжелению, усложнению конструкции и снижению надёжности всего летательного аппарата.

Поэтому в тех случаях, когда от двигательной установки требуется лишь небольшой полный импульс тяги, а тем более если она должна включаться спустя несколько часов или суток после выведения аппарата в космос, выгоднее использовать так называемые высококипящие топлива, компоненты которых являются жидкостями в нормальных условиях. Типичным таким топливом является, например, комбинация четырёхокиси азота с несимметричным диметилгидразином [5].

По удельному импульсу это жидкое топливо на 10 % превосходит типичное твёрдое. Поэтому для получения одного и того же полного импульса тяги требуется израсходовать твёрдого топлива на 10 % больше, чем жидкого. Однако ввиду большей плотности твёрдого топлива для размещения всего запаса расходуемого твёрдого топлива потребуется меньший объём. А это означает снижение массы конструкции, и в результате начальная масса заправленной топливом двигательной установки может оказаться одинаковой для жидкого и твёрдого топлив. В этом случае выбор будет сделан в пользу второго.

Приведённые рассуждения в значительной мере объясняют широкое применение РДТТ в космонавтике. В пользу РДТТ говорит и то обстоятельство, что при освоенном типе твёрдого топлива, включая технологию изготовления из него заряда, двигательная установка с РДТТ может быть создана в более короткие сроки с меньшими затратами средств и, как говорят, с «меньшим риском», чем двигательная установка с ЖРД той же тяги. Данные соображения становятся особенно важными, когда речь идёт об очень высоких уровнях тяги.

Крупнейший твёрдотопливный двигатель разгонной ступени транспортного космического корабля (ТКК) «Спейс Шаттл» развивает тягу до 12 МН (около 1200 тс). Эта тяга в 1,7 раза превосходит тягу, развиваемую одним двигателем из связки пяти ЖРД первой ступени ракеты «Сатурн-5».

Остановимся подробнее на РДТТ разгонной ступени ТКК «Спейс Шаттл» [19]. ТКК состоит из разгонной ступени с двумя параллельно установленными РДТТ и орбитального самолёта с ЖРД. Стартовая масса ТКК 2045 т, масса полезного груза 29,5 т (в 4,7 раза менее, чем у «Сатурна-5»), высота рабочей орбиты 185 км.

Старт ТКК осуществляется при одновременном включении РДТТ разгонной ступени и маршевых ЖРД орбитального самолёта. Примерно через 120 с и на высоте 46 км при скорости полёта 1440 м/с РДТТ отделяются, и орбитальный самолёт продолжает движение в космосе самостоятельно. РДТТ через 75 с после отделения от системы достигают высоты полёта приблизительно 67 км, после чего на парашютах спускаются в океан на расстоянии около 226 км от места старта, спасаются и восстанавливаются для повторного использования.

Каждый из двух РДТТ разгонной ступени ТКК имеет массу 590 т, диаметр корпуса 3,71 м, длину 45,5 м. Корпус РДТТ состоит из 11 стальных секций. Толщина стенки секции 12 мм, её длина 4,17 м. Из готовых секций собираются четыре сборки: верхняя, две средних и нижняя с сопловым днищем. На днище в упругом подвесе устанавливается частично утопленное (со степенью 0,24) поворотное сопло. Полная длина сопла 4,25 м, диаметр критического сечения 1,38 м, выходного сечения 3,70 м. Используется полибутадиеновое топливо с перхлоратом аммония и порошком алюминия. Канал заряда в целом имеет сложную форму, которая сочетает «звезду» и усечённый конус. Суммарная масса одного заряда РДТТ составляет 500 т, время его работы 124 с, удельный импульс тяги 2480 м/с, максимальное давление в камере 6,2 МПа, среднее давление 4,12 МПа [19].

Космические исследования последнего времени отличаются значительной коммерциализацией. Помимо спутников связи и спутников наблюдения за поверхностью Земли в хозяйственных целях несомненный интерес представляет попытка технологического использования невесомости и высокого вакуума. Становится настоятельной задача объединения усилий человечества в освоении космоса [38]. Об этом мечтал один из пионеров отечественной ракетно-космической науки и техники Ф.А. Цандер, известный своими работами по общим проблемам межпланетных перелётов: «Вперёд, товарищи, и только вперёд! Поднимайте ракеты всё выше, выше и выше, ближе к звёздам» [48].

Работы по эксплуатации РДТТ в космических системах начаты в конце 50-х годов ХХ века. Первым американским РДТТ, который использовался в качестве третьей ступени ракетоносителя (РН) для вывода зонда-спутника Луны «Пионер-1» и стартовал с мыса Канаверал 11 октября 1958 г., был РДТТ X-248. С тех пор в США для выполнения космических полетов применялось более двух тысяч РДТТ.

Страны Европейского Союза (в основном Франция, Италия, ФРГ), опираясь на различные варианты ракеты «Ариан», также достигли значительных успехов в освоении космоса. КНР демонстрирует свои возросшие технические возможности коммерческими запусками искусственных спутников и пилотируемыми полетами с помощью ракеты-носителя «Великий поход». Высокой активностью в области твёрдотопливных ракетоносителей характеризуется Япония. Обладают собственными космическими носителями Израиль, Индия, Бразилия. Доля пусков ракетоносителей, укомплектованных РДТТ, составляет: в США - 82 %, во Франции - 60 %, в Японии - около 100 %. Из общего количества современных космических аппаратов 90 % доставлено на орбиту с помощью РДТТ [38].

По мнению Комиссии Ассоциации авиакосмической промышленности США, для сохранения положения Америки в мировом ракетостроении необходимо создание энергоёмких, высоконадёжных и относительно дешёвых РДТТ для вывода на орбиту спутников и космических аппаратов. Развернуты научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы (НИОКР) по исследованию высокоэнергетических топлив, композиционных материалов, электронных систем управления. РДТТ в космических программах выполняют различные функции, обеспечивая работу стартовых ускорителей, межорбитальных буксиров, ориентацию космических аппаратов, аварийное спасение, мягкую посадку на поверхность планет и др.

Во всем мире в перспективных космических программах большое внимание уделяется экономической эффективности разработок. Так, в США в третьем тысячелетии планируется уменьшить стоимость вывода полезной нагрузки в 2-10 раз. По американским данным, средства, затраченные на изготовление твёрдотопливного ускорителя одноразового использования, составляют 20 % от стоимости запуска. В то же время в общей стоимости РДТТ на долю перхлоратного топлива приходится лишь 13 %. Цена топлива для ТКК «Спейс Шаттл» составляет менее 3 % от общих затрат на всю систему. Таким образом, целесообразность замены существующих твёрдых топлив перспективными энергоёмкими материалами требует серьезного экономического обоснования [38].

Во всех ранее разработанных зарубежных РДТТ для РН космического назначения используются СРТТ на основе окислителя перхлората аммония (ПХА), при горении которых выделяются токсичные и разрушающие озоновый слой соединения хлора. По американским данным, один фунт