Разгонно-маршевые РДТТ УР

Маршевые РДТТ УР

Маршевые РДТТ (рис. 4.4) отличаются от стартовых меньшей тягой и большим временем работы, что обеспечивается, прежде всего, выбором формы заряда и поверхности его горения.

Рис. 4.4. Схема маршевого РДТТ ЗУР с вкладным горящим по внутренней поверхности зарядом

Наиболее просто это достигается применением трубчатых зарядов, горящих по наружной и внутренней поверхности площадь которой стабильна на протяжении всей работы двигателя. Однако при этом внутренняя поверхность стенки камеры РДТТ должна надежно теплоизолироваться, что усложняет и утяжеляет конструкцию камеры РДТТ.

Поэтому при переходе на смесевые твердые топлива и применении зарядов, скрепленных с корпусом, появились возможности отказа от мощной теплоизоляции корпуса. Ее функции частично принял на себя сам трубчатый заряд, горящий, как правило, по внутренней поверхности и этим предохраняющий стенки корпуса от нагрева и прогара. Для того чтобы обеспечить требуемое изменение тяги РДТТ по времени, внутренняя поверхность заряда определенным образом профилируется (например, в виде звезды).

Конструкция маршевых РДТТ УР зависит от их размещения по длине корпуса ракеты. Известно, что при хвостовом (кормовом) размещении РДТТ центр масс ракеты резко смещается к носовой ее части при выгорании топливного заряда. Это приводит к изменению запаса статической устойчивости ракеты и ухудшает ее динамические свойства. Поэтому хвостовое размещение РДТТ допускается либо в УР малой дальности, относительный запас топлива в которых не превышает 0,4, либо при наличии таких аэродинамических схем (например, схемы с поворотными крыльями), при которых изменение центровки мало сказывается на динамических характеристиках ракеты.

Для устранения этих недостатков корпус РДТТ часто смещается ближе к центру масс ракеты, а истечение продуктов сгорания осуществляется через сопла с удлинительной трубой (газоводом) (рис. 4.5) либо через боковые сопла.

Рис. 4.5. Схема маршевого РДТТ ЗУР с удлинительной сопловой трубой

Последний вариант не нашел применения из-за потерь в осевой составляющей тяги и возможного нагрева корпуса ракеты. Однако наличие газовода затрудняет размещение оборудования в хвостовом отсеке ракеты, а также требует как достаточной теплоизоляции газовода для защиты его от прогара, так и специальных мер защиты оборудования, находящегося вокруг него, от воздействия температур и вибраций, свойственных двигателю.

Выше показано, что современные УР преимущественно одноступенчатые. Двигатели таких ракет, очевидно, должны выполнять функции и ускорителя, и маршевого двигателя (поэтому их называют разгонно-маршевыми). Требуемую энергетику одноступенчатой ракеты можно обеспечить разными способами (рис. 4.6). Самый простой путь - применение маршевого двигателя с более высоким уровнем тяги или более продолжительным временем работы (на рис. 4.6 зависимости 2 и 1).

Однако это решение чаще всего не обеспечивает минимум массы ракеты и уступает другим вариантам по эффективности. Кроме того, даже при умеренных средних скоростях (а они определяют времена перехвата СВН) максимальные скорости ракеты оказываются очень большими.

Во многих случаях более предпочтительными оказываются различного рода многорежимные двигатели. Обычно разгонно-маршевые двигатели выполняют двухрежимными с одной или двумя камерами. На ракетах большой и средней дальности двигатели, как правило, однокамерные (рис. 4.7), однорежимные или двухрежимные с перепадом тяг на стартовом и маршевом режимах (3 - 6), обеспечиваемым за счет соответствующего изменения площади поверхности горения заряда.

Рис. 4.7. Схема разгонно-маршевого двигателя ЗУР большой дальности

Для УР малой дальности могут применяться два топливных заряда разными поверхностями или скоростями горения топлива (рис. 4.8).

Рис. 4.8. Схема однокамерного двухзарядного разгонно-маршевого РДТТ ЗУР

Оба заряда начинают горсть одновременно, однако первый сгорает значительно быстрее. Тогда в период горения первого заряда происходит большее газообразование и получается большая тяга, при горении второго заряда тяга соответственно падает. В однокамерных РДТТ могут применяться также моноблочные двухслойные заряды из топлив с различной скоростью горения. Основной проблемой двухрежимных однокамерных РДТТ является обеспечение устойчивого режима горения заряда при переходе с одного режима на другой, так как при этом давление в камере двигателя р_к меняется примерно пропорционально тяге. Для сохранения в камере РДТТ постоянного давления при разных режимах иногда в сопловом блоке устанавливается специальный регулятор (типа «груши»), меняющий площадь критического сечения сопла, однако широкого практического применения подобные регуляторы не получили.

В двухкамерных разгонно-маршевых РДТТ применяются раздельные стартовые и маршевые камеры, которые имеют самостоятельные сопла либо общее сопло. В последнее время находят применение разгонно-маршевые двигатели новых конструктивных схем. В их числе двигатели двукратного (и более) включения. Одна из возможных конструктивных схем двигателя двукратного включения показана на рис. 4.9.

Рис. 4.9. Схема двухкамерного разгонно-маршевого РДТТ ЗУР двукратного включения

Двигатель имеет две последовательно работающие камеры раздельного включения, расположенные в едином корпусе с разделяющей перегородкой специальной конструкции.