Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива

РДТТ подразделяют на маршевые двигатели ступеней для разгона полезной нагрузки, двигатели управления боевой ступенью (ДУБС) для построения боевого эшелона, вспомогательные для торможения отработавших ступеней и сброса отдельных элементов ЛА, на газогенераторы (ГГ) как бортовые источники энергии. На РН с ЖРД также присутствуют РДТТ для выполнения вспомогательных функций (например, осадка топлива в баках перед запуском маршевого ЖРД ступени).

Маршевые двигатели развивают тягу в тысячи кН, время их работы превышает минуту. Целевая функция проектирования их формализована: достижение максимума конечной скорости ступени. ДУБС отличаются невысоким уровнем тяги (сотни и тысячи Н), время работы может исчисляться сотнями секунд, критерием эффективности является выполнение функций управления, при этом, конечно, необходимо стремиться к минимизации массы ДУ. Вспомогательные двигатели могут работать доли секунд, важно выполнение задач разделения, характеризуют их величиной импульса тяги, а не удельными характеристиками. ГГ также характеризуются степенью выполнения своих функций – обеспечение необходимого уровня энергии на борту ступени.

Принципиальное отличие от ЖРД состоит в том, что источник рабочего тела и энергии – заряд ТТ все время работы двигателя находится в камере сгорания (корпусе). Отсюда возникает ограничение на значение давления в корпусе, определяющим становится уровень материаловедения. Для РДТТ характерны трудности регулирования модуля тяги и управления вектором тяги, практическая невозможность многократного включения ДУ. Останов РДТТ при стрельбе не на максимальную дальность выполняли созданием специального узла отсечки тяги – набором сопел противотяги на переднем днище, что увеличивало массу конструкции (современные ДУ не имеют таких устройств, СУ ракеты управляет ее полетом так, что для любой дальности полета происходит полное сгорание заряда последней ступени). Но высокие эксплуатационные показатели РДТТ перекрывают все их недостатки и все военные УБР, в основном – твердотопливные. В освоении космического пространства находят достойное применение РДТТ в качестве разгонных блоков для перевода КА на различные орбиты – двигатель требует обслуживания в течении нескольких лет и всегда готов к работе.

Серьезные РДТТ начали появляться в 50-е годы XX века и к настоящему времени прогресс их энергетического и массового совершенства впечатляет – на рис.16.3 и рис.16.4 показано изменение удельного импульса маршевых двигателей и значения коэффициента массового совершенства за 40 лет упорной работы огромных коллективов.

Схемные решения ракет с РДТТ традиционны – тандемная или пакетная. Конструктивная схема любого маршевого РДТТ вытекает из принципиальной схемы создания тяги: корпус с зарядом и устройством запуска двигателя как генератора высокотемпературного рабочего тела и соплового блока с системой создания боковых усилий (ССБУ) как трансформатора энергии и возникновения управляющих моментов относительно центра масс ракеты. Вспомогательные РДТТ не имеют ССБУ, а ДУБС имеют сложные схемы, которые будут рассмотрены отдельно.