Задание
«Проектирование ракетного двигателя на твердом топливе»
1. Средняя величина тяги двигателя, P ср … … … … … … 765 кН.
2. Время работы двигателя, t … … … … … … … 63 с.
Давление в камере сгорания двигателя, р к … … … … 8.75 МПа.
Давление на срезе сопла, р с … … … … … … 0.080 МПа.
Наружный диаметр двигателя, D … … … … … … 1.880 м.
Прототип: «Трайдент II» (ступень - II).
Введение
Расчет основных параметров РДТТ
1 Выбор ТРТ и его характеристики
2 Расчет параметров ТРТ
Выбор формы заряда РДТТ и расчет его основных характеристик
Расчет характеристик воспламенителя
Расчет основных характеристик соплового блока
Профилирование сопла
Расчет изменения газового потока по длине сопла
Конструкторская проработка РДТТ
1 Расчет элементов конструкции РДДТ
2 Теплозащитное покрытие корпуса и днища
3 Оценка толщины бронирующего покрытия
4 Система управления вектором тяги
5 Система отсечки тяги
6 Описание работы ступени
7 Оценочный расчёт массы корпуса
Заключение
Литература
Введение
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое распространение. Из опубликованных данных следует, что более 90% существующих и вновь разрабатываемых ракет оснащаются двигателями твердого топлива. Этому способствует такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами ракетные двигатели твердого топлива обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения твердого ракетного топлива (ТРТ) от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением удельного импульса твердого ракетного топлива; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.
Ракетный двигатель на твердом топливе применяется во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно-хозяйственных целях: для борьбы с градом, зондирования высоких слоев атмосферы и т.д.
Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками.
Ракетный двигатель в общем случае состоит из корпуса, заряда ТРТ, соплового блока, исполнительных органов системы управления вектором тяги, системы запуска, узлов отсечки тяги, узлов аварийного выключения.
Особенностью конструкции РДТТ является то, что весь запас топлива одной ступени располагается в камере сгорания двигателя, стенки камеры сгорания и сопла не охлаждаемые; корпус двигателя является несущим, на нем монтируется элементы конструкции и узлы стыковки отсеков перемещающегося аппарата.
Заряд твердого ракетного топлива является источником энергии РДТТ. Он представляет блок определенной формы и размеров, размещенный в камере сгорания двигателя. Размеры и форма заряда при горении должны обеспечивать заданное время работы, значение секундного расхода и изменения тяги двигателя по времени.
Заряд ТРТ делают вкладным либо скрепленным со стенками камеры.
Цель данной работы - разработать двигатель на основе заданного прототипа и улучшить его характеристики. Необходимо подобрать топливо, рассчитать основные параметры РДТТ, спрофилировать сопло, подобрать материалы камеры сгорания, сопла, бронирующего и теплозащитного покрытия, разработать конструктивно-компоновочную схему РДТТ, описать работу двигателя.
Разработка двигателя строится на стремлении минимизировать вес конструкции, габаритные размеры, обеспечить надежность работы и уменьшить стоимость конструкции.
1. Расчет основных параметров РДТТ
1.1 Выбор ТРТ и его характеристики
Применяемые в РДТТ топлива являются унитарными, содержащими в своём составе горючие, окислительные и другие компоненты. По физической структуре твердые ракетные топлива (ТРТ) делят на два основных класса: гомогенные (двухосновные) и гетерогенные (смесевые). Выбор ракетного топлива производится исходя из предъявляемых к нему требований. Комплекс требований к ТРТ чаще всего определяется необходимостью создания ракеты с высокой надежностью, минимальными габаритными размерами и стартовой массой при заданных величинах массы полезного груза и дальности полета.
Требования, предъявляемые к ТРТ:
обеспечение высокого удельного импульса, что достигается большой температурой горения топлива и низкой молекулярной массой продуктов сгорания;
высокая плотность топлива;
надежное воспламенение и стабильное горение во всем заданном диапазоне температур и давлений, а также низкая зависимость от начальной температуры;
хорошие механические свойства;
высокая химическая и физическая стабильность свойств;
не токсичность;
другие специфические требования.
Анализируя топлива представленные в литературе, выбирается подходящее топливо, исходя из предъявляемых требований.
В данном случае выбираем смесевое топливо ARCIT-373D, характеристики которого указаны в табл.1.
Таблица 1. Характеристики топлива ARCIT-373D
.2 Расчет параметров ТРТ
Действительный удельный импульс найдется из
выражения:
,
м/с.
Секундный массовый расход:
Площадь горения, необходимая для обеспечения заданного расхода:
где скорость горения топлива
м 2 .
Свободная площадь горения
м 2 ,
где =100 - коэффициент Победоносцева.
Свободный диаметр
м.
Свод заряда
,
где Δ тзп - толщина теплозащитного покрытия. Примем Δ тзп = 0,01м;
Δ ст - толщина стенки. Примем Δ ст = 0,01м.
м.
Время сгорания заряда
с.
Полученное время сгорания подтверждает возможность использования данного топлива.
Масса заряда
Уточненный свод заряда
Подкорректированный свободный диаметр
2. Выбор формы заряда РДТТ и расчет
его основных характеристик
Определим соотношения
,
.
Исходя из данных соотношений, выбираем канально-щелевой вкладной заряд.
Диаметр заряда
Площадь поперечного сечения цилиндрической части
заряда
,
Общая длина заряда
,
где k L =1,03…1,06 - коэффициент, учитывающий объем, занимаемый щелями.
м.
Длина цилиндрической части
,
Длина щелевой части
Периметр щелевой части заряда
,
Примем количество щелей n = 9 и ширину b = 0,33м.
Длина щели
м.
Площадь горения
Площадь горения, вычисленная в
пункте 1.2, совпадает с найденной площадью (погрешность 0,999%). Требуемое
условие выполнено.
Рис.1. Геометрия заряда ТРТ
3. Расчет характеристик
воспламенителя
В качестве воспламенителя выберем пиротехнический состав (NaNO 3 и Mg).
Масса воспламенителя
,
T в = 3324 К - температура, необходимая для устойчивого горения основного заряда;
R в = 295- газовая постоянная продуктов сгорания воспламенителя;= 0,5 - доля конденсированной фазы в продукте сгорания;
V св
- свободный
объем основного заряда.
,
кг.
4. Расчет основных характеристик
соплового блока
Минимальное сечение сопла
,
где = 0,95 - коэффициент, определяющий потери энергии в камере сгорания,
0,95 - коэффициент расхода;к - температура в камере сгорания;
B - коэффициент истечения;
R
- газовая постоянная
продуктов сгорания.
,
.
.
Диаметр минимального сечения сопла
м.
Степень расширения сопла
,
.
Площадь на срезе сопла
Диаметр на срезе сопла
м.
Критическая скорость продуктов сгорания
,
м/с.
5. Профилирование сопла
Относительный диаметр сопла
.
Зададимся углом раскрытия сопла .
По таблицам находим значения , .
Длина сверхзвуковой части
м.
Рис.2. Построение профиля сопла методом парабол
Диаметр входного сечения сопла выбирается из следующего соотношения .
6. Расчет изменения газового потока
по длине сопла
Расчет произведем по следующим соотношениям
,
,
,
,
.
По построенному профилю сопла имеем:
Подставляя λ
,
находим
Рис.3. Графики распределения параметров газа по
длине сверхзвуковой части сопла
(τ
(λ
)
= tau(λ
), π
(λ
)
= pi(λ
),
ε
(λ
)
= E(λ
),
U
=
W(λ
))
7. Конструкторская проработка РДТТ
7.1 Расчет элементов конструкции
РДДТ
Основным несущим элементом РДТТ является обечайка. С точки зрения проектирования и расчета на прочность обечайка рассматривается как тонкая осесимметричная оболочка. Обечайки корпусов делятся по форме на: цилиндрические, конические и сферические; а по наличию сварных швов на: сварные и бесшовные.
В настоящее время широко распространено изготовление обечаек из волокнистых композиционных материалов. Одна из главных специфических особенностей таких материалов заключается в окончательном образовании материала одновременно с завершением изготовления конструкции.
В данном РДТТ для изготовления обечайки применятся метод продольно-поперечной намотки. Исходя из известного соотношения между напряжениями в кольцевом сечении и в сечении вдоль образующей, равного 1:2, намотка слоев на оправку производится в следующей последовательности: на два слоя окружных лент наносится один слой продольных лент. Полное соответствие ориентации и количества стеклолент при продольно-поперечной намотке направлениям и величинам действующих в оболочке напряжений, а также предельно плотная укладка стеклолент позволяют реализовать самую высокую прочность по сравнению с оболочками, полученными другими способами намотки.
В качестве материала для изготовления обечайки берется органоволокно «Кевлар». Это стойкое к воздействию химических веществ волокно обладает также на 20-30% большей, чем стекловолокно, сопротивляемостью к поверхностным повреждениям, хорошими электроизоляционными и теплоизоляционными свойствами, и не теряет прочности до температуры 290°С. Предел прочности волокна: 1 ГПа.
Толщина стенки от действия внутрикамерного
давления для данной намотки
где допустимое напряжение
1 ГПа - предельно допустимое напряжение;
n = 1,5 - запас прочности.
м.
В задачу проектирования днищ РДТТ входит определение выгодной формы и толщины стенки. Металлические днища изготовляются штамповкой или раскаткой. Обычно днища выполняются с одинаковой по всей поверхности толщиной. Днища могут быть выполнены заодно с корпусом или отдельно. К оптимальным можно отнести днища, которые при достаточно большом внутреннем объеме удовлетворяют требованиям минимальной массы при условии обеспечения лучшей компоновки с соединяющимся с двигателем отсеком ракеты.
Из данных соображений выбирается эллиптическое днище, которое получило наибольшее распространение.
Толщина днища
,
где отношение .
7.2 Теплозащитное покрытие корпуса и
днища
В качестве теплозащитных покрытий все шире применяются эластичные, сравнительно легкие материалы на основе каучуков и совмещенных связующих. При выборе ТЗП для внутренней защиты камеры сгорания двигателя существенное значение имеют ее габаритные размеры и условия работы. К ТЗП предъявляют следующие требования: возможно более высокая температура разрушения, повышенная устойчивость к термической и термоокислительной деструкции и газовой эрозии, химическая стойкость относительно различных сред, низкая тепло- и температуропроводность, высокая теплоемкость, низкая плотность, надежная адгезия, как к металлическим поверхностям, так и к заряду ТРТ.
Для защиты корпуса и днищ РДТТ берется ТЗП на основе каучуков, которое обладает большой эластичностью, низкой температуропроводностью, сравнительно низкой плотностью, стабильными теплофизическими свойствами, технологичностью нанесения, то есть отвечает большинству требований. Существенным недостатком является низкая эрозионная стойкость при больших скоростях потока, однако, в местах нанесения покрытия скорости потока невелики.
Из аналога выбирается толщина ТЗП: = 0,007 м.
7.3 Оценка толщины бронирующего покрытия
Бронирующие покрытия наносятся на те поверхности заряда ТРТ, горение которых исключается из процесса горения в течение заданного времени работы двигателя. К бронирующим покрытиям предъявляются следующие требования:
хорошая адгезия с топливным зарядом;
химическая и физическая стабильность в течении всего срока хранения топливного заряда;
низкая теплопроводность и плотность;
технологичность нанесения;
не дефицитность.
Для смесевых топлив обычно применяют каучук, поэтому в качестве бронепокрытия выбран хлоропреновый каучук. Толщина покрытия выбирается исходя из условия нагрева поверхностного слоя топлива, находящегося в контакте с бронепокрытием. Температура нагрева не должна превышать температуры вспышки топлива.
Исходя из допущений, что унос покрытия за все
время работы двигателя отсутствует, а количество тепла, поглощенное топливом,
мало по сравнению с количеством тепла, поглощенным покрытием, толщина
оценивается по формуле:
,
где = 0,1926 Вт/м∙К - теплопроводность покрытия;
1,32∙10 3 кг/м 3 - плотность покрытия;
2,09∙10 3 Дж/К - теплоемкость покрытия;
Т 0 = 293 К - начальная температура заряда;
Т г = 3385 К - температура горения ТРТ;
Т доп < 900 К - допустимая температура в месте контакта ТРТ и БП.
м.
7.4 Система управления вектором тяги
В качестве узла регулирования выберем качающееся сопло, это обусловлено тем, что эта схема довольно проста, имеет относительно небольшую массу рулевых органов, высокое быстродействие, относительно небольшие потери удельного импульса тяги, величины осевой тяги. К недостаткам относят: трудности производства узлов уплотнения в окрестностях крепления подвижной и неподвижной частях, невозможно регулирование по крену.
Регулировать поворот сопла будем с помощью 4-х
рулевых машинок.
Рис.4. Схема качающегося сопла
.5 Система отсечки тяги
В камере сгорания РДТТ, где размещено топливо, прекращение работы двигателя можно обеспечить только погасив горящее топливо. Это обеспечивается с помощью понижения давления в камере сгорания посредством открытия дополнительных отверстий, либо с помощью впрыска в камеру сгорания воды или порошкового хладагента.
Выберем способ понижения давления в виду того, что он позволяет использовать сопла противотяги, необходимые для уменьшения тяги двигателя и тем самым предотвращает столкновение отделившейся 1-ой ступени со 2-ой.
Расчёт диаметра сопла противотяги:
где n - количество сопел
противотяги, a - угол
наклона сопла противотяги относительно центральной оси двигателя.
Рис. 5. Сопло противотяги
7.6 Описание работы ступени
По команде "Пуск" на пиропатрон
подается сигнал, происходит возгорание воспламенителя. Образовывающиеся
продукты сгорания распространяются по всему объему камеры сгорания, воспламеняя
шашку ТРТ. При достижении номинального давления продуктов сгорания в камере
выбивается заглушка. Истекая, продукты сгорания создают необходимую тягу
двигателя. Управление вектором тяги осуществляется с помощью рулевых машинок.
После полного выгорания заряда (через 64 секунды после подачи сигнала на
пиропатрон) осуществляется открытие сопел противотяги и происходит отделение
ступени.
7.7 Оценочный расчёт массы корпуса
Оценочный расчёт массы корпуса определим по
следующим приближённым зависимостям:
где F - площадь миделя, L -длина двигателя, r - плотность топлива, D - диаметр миделя, e - диаметр свода.
Следовательно:
Рис.6. Компоновочная схема
Обечайка, 2-теплозащитное покрытие, 3-заряд ТРТ, 4-днище, 5-воспламенитель, 6-вкладыш, 7-сопло, 8-бронирующие покрытие, 9-гидроцилиндр, 10-сопло противотяги
Заключение
ракетный топливо двигатель сопло
В результате работы был спроектирован двигатель на твердом топливе (рассчитаны основные характеристики и размеры двигателя), прототипом для которого послужила вторая ступень ракеты Трайдент-2.
Двигатель несколько не соответствует своему прототипу, что обуславливается разным выбором топлива, и других схем при проектировании.
Данные, полученные в данной работе, приближенно отображают реальный процесс, происходящий в камере сгорания реального ракетного двигателя. Это связано с тем, что используются эмпирические зависимости для вычисления необходимых характеристик.
В целом расчет хорошо отображает реальный
процесс и отображает основное свойство ракетного двигателя - возможность
получения направленного движения потока частиц в результате горения смеси
топлива.
Литература
1. Липанов А.М., Алиев А.В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1995. - 400 с.
Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе. /Под редакцией Л.Н. Лаврова - М.: Машиностроение, 1993. - 215 с.
Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов высших технических учебных заведений/ В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин; под редакцией В. П. Глушко. - М.: Машиностроение. 1989. - 464 с.
Кафедра «Авиа- и ракетостроение»
Специальность 160302 – Ракетные двигатели
Курсовая работа
по дисциплине «Теория, расчет и проектирование РД»
Проектирование твердотопливного ракетного двигателя третьей ступени трехступенчатой баллистической ракеты
Пояснительная записка
КР *******.**.**.**.**.***.ПЗ
Выполнил: студент гр. _________________
Дата _____________Подпись ___________
Руководитель: ______________________
Дата _____________Подпись ____________
Омский государственный технический университет
Кафедра Авиа- и ракетостроение
Специальность 160302 – Ракетные двигатели
Задание №
по курсовой работе
по дисциплине Теория, расчет и проектирование РД
Студент ______________ ______ группа ____ _________
(Ф.И.О. полностью)
1. Тема работы Проектирование твердотопливного ракетного двигателя ступени двухступенчатой баллистической ракеты
2. Срок сдачи студентом законченного проекта ______
3. Исходные данные к проекту Тяга ступени = кН;
Время работы ДУ = c ;
Ступень –. _
4.1Разделы пояснительной записки (перечень подлежащих разработке вопросов) по содержанию _______________________________
_____________________________________________________________
Перечень графического материала (с указанием обязательных чертежей)
1.Общий вид ракеты с РДТТ – формат А1
2.Ракетный двигатель – формат А1
6. Дата выдачи задания _________________
Зав. Кафедрой _____________(подпись, дата)
Руководитель ____________________(подпись, дата)
Студент ____________________________________(подпись, дата)
Аннотация
В данном курсовом проекте разработана двигательная установка одноступенчатой баллистической ракеты дальнего действия с основными параметрами:
Дальность полета = км;
Масса ступени = кг;
Масса ГЧ = кг;
Тяга ступени = кН;
Время работы ДУ = c;
Диаметр ракеты = м;
Длина ракеты = м;
Топливо.
Курсовой проект состоит из пояснительной записки и графической части.
В данной пояснительной записке приведены проектировочные, тепловые, газодинамические, массовые и оценочные расчеты.
Записка состоит из листов, содержит рисунков и таблиц. Также к записке прилагается задание на курсовой проект. Библиографический список содержит публикаций.
Графическая часть выполнена на трех листах формата А1.
Введение.
1. Выбор основных параметров РДТТ.
1.1 Выбор типа заряда.
1.2. Выбор формы заряда.
1.3. Выбор топлива
1.4. Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла
2. Расчет РДТТ
2.1. Проектирование сопла
2.2. Расчет щелевого заряда РДТТ
2.3. Расчет характеристик прогрессивности щелевого заряда РДТТ.
2.4. Расчет звездчатого заряда РДТТ.
2.5. Расчет на прочность корпуса РДТТ.
3.Расчет теплозащитных покрытий РДТТ, выполненного по схеме «кокон»33
3.1. Расчет тепловых потоков в элементах РДТТ.
3.2. Расчет теплозащитного покрытия двигателя
Литература:
Введение
Ракетные двигатели твердого топлива находят широкое применение во многих областях авиационно-космической техники. По энергетическим характеристикам они вполне приблизились к ЖРД, превосходя их по многим параметрам. Они отличаются простотой конструкции и высокой надежностью, что объясняется отсутствием топливных баков, систем подачи и регулирования расхода топлива. РДТТ способны создавать большой суммарный импульс тяги за короткое время, обеспечивать длительный срок хранения в снаряженном виде и, следовательно, постоянную готовность к пуску при незначительном времени на его подготовку. Они просты и недороги в эксплуатации, то есть обладают высокой эксплуатационной технологичностью. При обслуживании и хранении ракет с РДТТ не возникает проблем, связанных с коррозией, токсичностью и испарением топлива. Стоимость разработки и изготовления РДТТ значительно ниже ЖРД (однако стоимость твердого топлива часто оказывается выше стоимости жидкого топлива).
К недостаткам РДТТ относятся: меньший, чем у других двигателей удельный импульс тяги, более сложное регулирование тяги по величине и направлению, трудность осуществления многократного запуска, значительное влияние внешних условий, особенно начальной температуры заряда, на нормальную работу двигателей, чувствительность двигателей к дефектам заряда, следствием которых могут быть срывы пусков и аварийные ситуации.
Основной особенностью РДТТ, отличающей его от других РД, состоит в том, что топливо находится в твердой фазе и располагается непосредственно в камере сгорания в виде специального заряда.
Несмотря на большое многообразие, обусловленное целевым назначением, все РДТТ имеют общие конструктивные элементы. Основными элементами являются: заряд твердого топлива, корпус с теплоизоляцией, переднее и заднее (сопловое) днища, сопловой блок, воспламенитель с электрозапалом. Обечайка, герметично соединенная с сопловым и передним днищами, образуют КС.
Классификация РДТТ
Ракетные двигатели на твердом топливе могут резко отличаться друг от друга:
По назначению;
По числу камер сгорания;
По способу управления величиной и направлением вектора тяги
управляемые;
неуправляемые;
По форме КС;
По способу крепления заряда к камере;
По типу сопла;
По числу запусков
однократного действия;
многократного действия.
По назначению РДТТ можно разделить на следующие классы:
1. РДТТ ракет, предназначенных для доставки полезного груза с одного места поверхности земного шара в другое, подразделяющиеся в зависимости от дальности действия на следующие группы:
РДТТ ракет ближнего действия;
РДТТ тактических ракет;
РДТТ управляемых и неуправляемых противотанковых ракет;
РДТТ ракет средней дальности;
РДТТ ракет дальнего действия, к которым относятся РДТТ межконтинентальных ракет;
Разгонные и маршевые РДТТ для крылатых ракет.
2. РДТТ ракет, предназначенных для доставки полезного груза с поверхности земного шара в околоземное пространство, подразделяющиеся в зависимости от непосредственного назначения на следующие группы:
РДТТ зенитных ракет;
РДТТ антиракет.
3. РДТТ ракет, устанавливаемых на летательных аппаратах и предназначенных для поражения воздушных целей;
4. РДТТ ракет, устанавливаемых на летательных аппаратах и предназначенных для поражения целей, расположенных на поверхности земного шара или под водой;
5. РДТТ ракет, устанавливаемых на надводных кораблях и предназначенных для поражения подводных целей;
6. РДТТ, используемые в качестве стартовых ускорителей;
7. РДТТ, служащие для резкого увеличения скорости летательного аппарата на траектории или для проведения маневра;
8. индивидуальный РДТТ, служащий для передвижения или маневрирования человека над поверхностью земли или в условиях космоса;
9. РДТТ вспомогательного назначения:
пороховые аккумуляторы давления (ПАД);
бортовые источники питания (БИП);
рулевые двигатели;
РДТТ для ускорения разделения ступеней составных ракет;
тормозные РДТТ, обеспечивающие, в частности, мягкую посадку летательного аппарата;
корректирующие РДТТ, служащие для исправления скорости и направления полета космического корабля при отклонении от расчетной траектории;
РДТТ системы ориентации и стабилизации летательного аппарата;
10. РДТТ ракет, предназначенных для космических кораблей.
Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.
1. Выбор основных параметров РДТТ
1.1 Выбор типа заряда
От организации массоприхода от поверхности заряда непосредственно зависят все основные характеристики РДТТ. При этом в процессе горения заряда детерминированное отклонение массоприходной функции с течением времени от заранее запланированного закона возможно лишь для узкого класса регулируемых по уровню тяги ДУ.
На практике к конструкции топливного заряда предъявляют следующую совокупность требований:
Форма топливного заряда должна обеспечивать заданный закон массоприхода продуктов сгорания топлива (или заданный закон изменения тяги);
Форма топливного заряда должна обеспечивать максимальное значение удельного импульса ДУ;
Форма заряда должна обеспечивать заданное время работы ДУ;
Конструкция заряда должна полностью или частично исключать непосредственное соприкосновение продуктов сгорания со стенками камеры;
Форма топливного заряда должна способствовать увеличение коэффициента заполнения камеры топливом, не создавая при этом явлений неустойчивого горения, обеспечивая прочность заряда и минимум дегрессивно горящих остатков;
Конструкция топливного заряда должна обеспечивать минимальное смещение центра масс двигателя по мере выгорания топлива;
Конструкция заряда должна быть технологична.
По способу крепления заряды РДТТ разделяют на прочноскрепленные и вкладные .
Прочноскрепленные с корпусом РДТТ конструкции применяются в основном для получения зарядов, изготовленных из смесевых топлив. Форма заряда организуется в процессе заливки жидкой неполимеризованной смеси компонентов топлива во внутрикамерный объем. При таком способе изготовления заряда отсутствует зазор между внутренней стенкой корпуса двигателя и наружной поверхностью топливного заряда. Такая конструкция заряда не требует применения узлов крепления, а в случаях, когда до конца работы двигателя фронт пламени не достигнет наружного диаметра топливного заряда - и теплозащитных покрытий. Отсутствие этих узлов приводит к снижению величины коэффициентов массового совершенства α вплоть до 0,05 для лучших современных крупных РДТТ.
Двигатели с прочноскрепленным зарядом обладают следующими преимуществами:
Более эффективно используется объем КС при заполнении топливом.
Более простая технология изготовления
Возможность применения более простого теплозащитного покрытия стенок КС, т к в процессе работы двигателя раскаленные газы не контактируют непосредственно со стенками КС.
Возможность снизить толщину стенки КС, так как часть нагрузки воспринимается самим зарядом топлива.
Двигатели с вкладным зарядом обладают следующими недостатками:
Наличие дополнительных устройств, фиксирующих заряд.
Низкий коэффициент заполнения.
Контакт горячих газов со стенками камеры сгорания.
К достоинствам двигателей с вкладным зарядом относятся:
Возможность контроля заряда при хранении.
Возможность замены заряда при повреждении.
Так как проектируемый двигатель является маршевым (имеет большие габариты), то целесообразно применять заряд прочноскрепленного типа, так как изготовление вложенного заряда большого диаметра технологически сложно.
1.2 Выбор формы заряда
Основными формами зарядов в РДТТ являются: щелевые, бесщелевые, звездообразные и телескопические. Наилучшими характеристиками обладают звездообразные заряды и заряды с щелевым каналом .
Звездообразные заряды применяются в прочноскрепленном варианте.
Достоинства звездообразных зарядов:
Технология изготовления данных зарядов отработана.
Они обладают высоким коэффициентом внутрикамерного заполнения.
Звездообразный профиль может быть выполнен в заряде на всю длину.
В разных поперечных сечениях РДТТ профили заряда могут не совпадать.
Заряды с щелевым каналом получили широкое распространение как в скрепленном, так и во вкладном валиантах.
Достоинства зарядов с щелевым каналом:
Высокая технологичность, как при вкладном, так и в скрепленном вариантах.
Возможность обеспечения постоянной площади горения.
Возможность регулирования площади горения дополнительными конструктивными мерами (торцы не плоские, заряд блочносекционный, изменение отношения для канального и щелевого участков, прорезание щелей на части диаметральной плоскости).
Обеспечение высоких коэффициентов заполнения зарядом внутрикамерного объема.
В конечном итоге выбираем заряд с щелевым каналом так как он имеет большую площадь горения (большую тягу) чем звездообразный и обеспечивает более стабильную тягу.
1.3 Выбор топлива
При выборе типа топлива и его марки существенными представляются характеристики, которые оказывают влияние на энергетичность и внутрибалистические параметры РДТТ, на эксплуатационные параметры, а также характеристики, устанавливаемые производством.
Из параметров, определяющих энергетику и внутреннюю баллистику РДТТ, можно отметить плотность топлива, удельный импульс, температуру продуктов сгорания, полное теплосодержание единицы массы топлива, скорость горения топлива, устойчивость горения в заданном интервале давления и температуры, связь характеристик топлива с начальной температурой.
Из эксплутационных характеристик выделяют физическую стабильность, химическую стойкость, механическую стойкость, безопасность в обращении, низкую токсичность продуктов сгорания.
Производственные условия выдвигают такие требования: безопасность производства, низкая стоимость изготовления топлива и зарядов для него.
Современные твердые топлива по химическому составу и физической структуре подразделяются на две группы:
1. баллиститные (двухосновные);
2. смесевые.
Под баллиститными топливами понимают твердые растворы нитратов целлюлозы в специальных растворителях с небольшим количеством добавок. Основой топлива является нитроклетчатка – продукт нитрации целлюлозы. В чистом виде в качестве топлива нитроклетчатка не может быть использована из-за ее пористо-волокнистой структуры, которая вызывает объемное горение вещества, обычно переходящее в детонацию (взрыв). Исключение детонации достигается обработкой нитроклетчатки малолетучим растворителем – вторым компонентом ТРТ (например, нитроглицерином); в результате получают пластифицированную (желатинообразную) массу. Последующей обработкой этой массе придают требуемые термопрочность и форму.
Заряды из баллиститных топлив изготавливаются путем прессования. Основной метод в настоящее время – метод проходного прессования. Отливка топливных зарядов непосредственно в камеру или в специальные формы сопряжена с трудностями вследствие низких литейных свойств двухосновных порохов.
Смесевые топлива. Они представляют собой механические смеси из минеральных окислителей и органических горюче-связующих веществ. В качестве окислителя в современных ТРТ наибольшее применение получил перхлорат аммония . В качестве горюче-связующих веществ – полиэфирные, фенольные, эпоксидные смолы, пластмассы, синтетические каучуки. Большинство смесевых ТРТ разработано на основе полиуретанового каучука.
Смесевые топлива хорошо отливаются. Формирование заряда производится непосредственно в корпусе двигателя или в специальной изложнице методом свободного литья или литьем под давлением.
Смесевые топлива позволяют создавать весьма большие по размерам двигатели, причем, их снаряжение возможно непосредственно на стартовой позиции.
Выбираем смесевое топливо, так как скрепленные заряды изготавливаются только из него.
Смесевые топлива классифицируются по химическому составу:
Тиокольные топлива – эластичны, имеют низкую температуру стеклования, но энергетические характеристики не высоки.
Полиуретановые топлива – один из основных типов смесевых топлив. Они прочны, но эластичность их ниже тиокольных, температура стеклования высокая.
Полибутадиеновые топлива – имеют примерно такие же механические характеристики, что и полиуретановые. Энергетические характеристики выше.
Бутилкаучуковые топлива – имеют лучшие механические характеристики, отличаются высокой прочностью.
Параметры выбранного топлива:
Удельный импульс 
;
Потери удельного импульса ;
Плотность топлива 
;
Температура горения топлива ;
Газовая постоянная ;
Модуль упругости ;
Показатель адиабаты ;
Предел прочности .
1.4 Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла
Величина рабочего давления в камере РДТТ имеет принципиальное значение и может быть обусловлена следующими факторами:
Необходимо обеспечить устойчивое горение топливного состава;
Горение топливного состава должно происходить с максимальным энергетическим эффектом (при максимальном значении удельного импульса топлива);
Массогабаритные характеристики РДТТ должны обеспечить оптимальность РДТТ и ракеты в целом (должны удовлетворять требованиям оптимальности).
Первое условие обеспечивается при выборе давления в камере выше некоторого минимального допустимого значения, известного для каждого используемого на практике топливного состава. Минимальное давление, гарантирующее устойчивое горение топлива, составляет 
и задается характеристиками топлива.
Для первой ступени;
Для второй ступени;
Для третьей ступени.
Физически требование обеспечения определенных уровней давления в камере обусловлено необходимостью создания условий для полного завершения химических реакций в топливной массе. Зависимость удельного импульса топлива от величины давления, при котором происходит его горение, графически представлена на рис. 1.
Рис. 1. Зависимость удельного импульса топлива
Т. к. в данном случае третья ступень, то принимаем давление в КС рк=4 МПа.
Правильный выбор давления на срезе сопла заключается в том, чтобы при этом давлении ракета получила бы наибольшую скорость в конце активного участка траектории и, следовательно, максимальную дальность при всех прочих равных условиях.
Для первой ступени;
Для второй ступени;
Для третьей ступени.
Принимаем давление на срезе сопла ра=0,012 МПа.
2. Расчет РДТТ
2.1 Проектирование сопла
Сопло является очень важным элементом любого ракетного двигателя. Оно во многом определяет все характеристики ракеты, поскольку именно в нем потенциальная энергия горячих газов превращается в кинетическую энергию истекающей струи газов, которая и создает тягу.
Исходные данные:
Давление в камере сгорания РДТТ (3 ступень) ;
Статическое давление на срезе сопла (3 ступень) 
;
Длина образующих конических участков сопла 
;
Угол раскрытия сопла, угол на срезе сопла 
;
Время работы РДТТ ;
Тяга РДТТ ;
Удельный импульс топлива РДТТ 
;
Потери удельного импульса ;
Газовая постоянная;
Температура горения топлива ;
Показатель адиабаты продуктов сгорания .
Порядок расчета:
Безразмерная скорость газа на срезе идеального сопла,
,
где - коэффициент межфазового энергообмена продуктов сгорания при их движении по сопловому тракту
где n - показатель изоэнтропы расширения для смесевого топлива с металлическими добавками,
Отношение температуры твердых частиц к статической температуре продуктов сгорания;
Коэффициент, учитывающий потери на трение, = (0.02...0.05), = 0.03;
Отношение скорости частиц твердой фазы к скорости газа;
Отношение расхода частиц конденсированной фазы к расходу газовой среды;
Относительная удельная теплоемкость продуктов сгорания.
Коэффициент истечения
где = 9,807 м/с - ускорение свободного падения.
Площадь и диаметр критического сечения сопла:
,
где - приход газов,
,
Масса заряда РДТТ,
,
Переводной коэффициент;
Коэффициент тепловых потерь. Для РДТТ с термоизоляцией:
.
Коэффициент реактивности идеального сопла
Коэффициент реактивности реального сопла
где коэффициент, учитывающий потери энергии от диссипативных сил,
Коэффициент, учитывающий потери от радиального расширения газа в сопле.
Безразмерная скорость потока на срезе реального сопла
Безразмерная скорость потока в критическом сечении сопла
.
Потребное уширение сопла
.
где
.
Площадь и диаметр выходного сечения сопла
.
Длина диффузора соплового тракта (для утопленного сопла)
Параметры для построения сверхзвуковой части сопла
;
;
;
Длина сверхзвуковой части сопла,
Рис.5. Схема сопла
2.2 Расчет щелевого заряда РДТТ
Заряд щелевого типа имеет цилиндрическую форму, внутренний канал диаметром , четыре щели (пропила) шириной b, высотой , расположенные в сопловой части заряда. По длине заряд делится на три части, а именно: цилиндрическую (), переходную () и щелевую ().
Исходные данные:
Число щелей ;
Вид топлива смесевое;
Плотность топлива 
;
Тяга двигателя ;
Время работы двигателя ;
Скорость горения топлива 
;
Удельный импульс тяги 
.
с учетом потерь
Порядок расчета.
Относительная толщина свода заряда = 0,3...0,5.
Принимаем .
Толщина свода заряда .
Наружный диаметр заряда 
.
Диаметр канала .
Ширина щелей .
Масса топлива РДТТ 
Объем топлива 
.
Средняя поверхность горения 
.
Диаметр камеры сгорания
где = 0.8 - плотность заряжания;
L/D=0,5...1,5. Принимаем L/D=1,37.
Длина цилиндрического участка РДТТ
.
Общая длина заряда
.
где k = 1.06 - коэффициент, учитывающий наличие щелей.
Длина щелевой части заряда
Периметр щелевой части заряда
где - площадь поверхности внутреннего канала;
Площадь поверхности торца заряда;
Размеры щелей.
Высота щели
Размер перемычки
Запас на ТЗП, ЗКС и обечайку
2.3 Расчет характеристик прогрессивности щелевого заряда РДТТ
Горение заряда твердого топлива называют прогрессивным, если поверхность горения увеличивается. Характеристикой прогрессивности заряда называется отношение площади горящей поверхности заряда к начальной величине площади заряда. Характеристика прогрессивности горения заряда является определяющим фактором для поддержания постоянного давления в камере сгорания, а, следовательно, и для поддержания постоянства тяги двигателя по величине.
Исходные данные:
Наружный радиус заряда R3 = 0,7285 м;
Радиус канала rвн = 0,2185 м;
Полная длина заряда Lз = 1,611 м;
Длина щелевой части заряда Lщ = 0,113 м;
Половинная ширина щели δ = 0,0145 м.
Рис. 8. Сектор щелевого заряда
Порядок расчета:
Определяем углы α0 и φ0 в начальный момент горения:
Полная начальная площадь горения заряда:
Определение начального объема заряда:
Определяем граничное значение е=e’, при котором исчезает дуговая часть периметра канала щелевой части (φ=π/4):
Определяем максимальное значение lmax:
Для ряда значений е определяем текущую площадь поверхности горения и объем заряда (λ=0,6):
Определяем характеристики прогрессивности σ и ψ для найденных значений S и w, результаты заносим в таблицу:
.
| e, м | 0 | 0,1 | 0,2 | 0,3 | 0,4 |
| 1,14 | 9,043 | 17,124 | 25,576 | 34,679 | |
| 3,8 | 21,069 | 30,833 | 37,341 | 42,08 | |
| S, | 5,695 | 6,228 | 6,494 | 6,488 | 6,189 |
| 2,438 | 2,106 | 1,671 | 1,162 | 0,611 | |
| 1 | 1,094 | 1,14 | 1,139 | 1,087 | |
| 0 | 0,136 | 0,314 | 0,523 | 0,749 |
Вывод:
Постоянство (примерное) значения величины σ говорит о том, что тяга РДТТ остается величиной постоянной при полном выгорании топлива.
2.4 Расчет звездчатого заряда РДТТ
Звездчатые заряды нашли очень широкое применение в современных двигателях твердого топлива, благодаря отработанной технологии изготовления и высокому коэффициенту внутреннего заполнения, однако звездчатые заряды имеют дигрессивные остатки топлива, которые можно устранить профилированием внутренней поверхности камеры сгорания и применением вкладышей из легких материалов.
Также по сравнению со щелевыми зарядами они дают меньшее время работы, а также наличие участков с повышенной концентрацией напряжений.
Исходные данные:
Тяга двигателя Р = 160 кН;
Ускорение свободного падения g = 9,81 м/с 2 ;
Время работы двигателя τ = 60 с;
Диаметр заряда Dз = 1,457 м;
Плотность топлива ρ т = 1770 кг/м 3 ;
Температура горения топлива Тк = 3300 К;
Скорость горения топлива u = 0,0085 м/с;
Удельный импульс тяги с учетом потерь Jуд = 2352 м/с;
Газовая постоянная R = 307 Дж/(кг·К);
Давление в КС рк = 4 МПа;
Порядок расчета:
Величина скорости горения, которую можно допустить в канале заряда, исходя из условия отсутствия эрозионного горения:
где – удельный вес топлива;
– приведенная сила топлива.
Площадь канала при отсутствии эрозионного горения:
где – вес топлива;
– масса топливного заряда;
χ=1 – коэффициент тепловых потерь.
Находим потребный коэффициент заполнения поперечного сечения камеры:
,
где 
– площадь КС.
Определяем потребное значение относительной толщины свода заряда:
.
По графикам зависимостей 
подбираем число лучей nл и тип заряда, обеспечивающий потребный коэффициент заполнения. Выбираем звездчатый заряд со скругленными углами nл = 6.
По графикам и определяем характеристику прогрессивности горения заряда σs и коэффициент дигрессивно догорающих остатков λК. σs = 1,78; λК = 0,09.
Определяем длину заряда:
Угол раскрытия лучей:
.
Из технологических соображений выбираем радиус скругления:
По таблице определяем значение углов: β = 86,503; θ = 40,535.
Определяем толщину свода заряда:
L3/D3 = 1,58/1,457 = 1,084 - это значение лежит в диапазоне среднестатистических данных для третьей ступени.
Рис. 1 Схема звездчатого заряда.
2.5 Расчет на прочность корпуса РДТТ
Расчет позволяет определить толщину элементов корпуса, находящихся под давлением газов в КС. Необходимо, чтобы корпус был прочен и имел минимальную массу и стоимость.
Исходные данные :
Порядок расчета:
Толщина металлической обечайки корпуса
Где - коэффициент запаса прочности;
Временное сопротивление материала обечайки с учетом нагрева, которое равно
Коэффициент, учитывающий снижение прочности при нагреве .
Максимально возможное давление в КС РДТТ при максимальной температуре эксплуатации заряда
Максимальное расчетное давление в КС РДТТ;
Коэффициент, учитывающий разброс по давлению и скорости горения заряда, =1,15.
Принимаем м.
Расчет силовой оболочки сопловой крышки
Толщина сопловой крышки РДТТ
где - запас прочности сопловой крышки;
Внутренний диаметр силовой оболочки КС;
Предел прочности материала сопловой крышки;
Коэффициент, определяющий высоту днища по отношению к диаметру .
Для сопловой крышки принимаем тот же материал, что и для обечайки.
Принимаем 
.
Расчет переднего днища
Исходные данные:
Порядок расчета :
Толщина днища
,
где - коэффициент, учитывающий снижение прочности днища от отверстия под воспламенитель,
.
Наиболее нагруженными являются точки стыка обечайки корпуса РДТТ и днища, а также стыка днища и воспламенителя.
Главные радиусы кривизны и для выбранных расчетных точек (рис. 9).
Рис. 9 Расчетная схема к определению радиусов кривизны днища и в расчетных точках днища.
где - текущий радиус ;
а – большая полуось эллиптического днища 
;
b – малая полуось эллиптического днища .
Главные радиусы кривизны в точке 1:
Толщина днища в точке 1
Принимаем
Угол в точке 2, когда
равен .
Главные радиусы кривизны в точке 2:
Толщина днища в точке 2
Принимаем
3. Расчет теплозащитных покрытий РДТТ, выполненного по схеме «кокон»
3.1 Расчет тепловых потоков в элементах РДТТ
Исходные данные :
Расчет теплового потока у переднего днища
Где 
- коэффициент теплопроводности продуктов сгорания;
Ускорение полета ракеты;
- коэффициент объемного расширения продуктов сгорания;
Температура поверхности теплообмена;
- коэффициент вязкости продуктов сгорания.
Где 
- коэффициент теплопередачи излучением.
Суммарный тепловой поток от газа к поверхности переднего днища
Расчет теплового потока в стенку КС и сопловой крышки
Коэффициент конвективной теплопередачи
Где 
- теплоемкость продуктов сгорания.
Суммарный коэффициент теплопередачи
Суммарный тепловой поток от газа в стенку КС и сопловой крышки
Расчет тепловых потоков в стенку сопла
Коэффициент теплопередачи по сечениям сопла:
Сечение на входе в сопло
Сечение в критике сопла
Сечение сверхзвуковой части сопла
Суммарный коэффициент теплопередачи
Для сечения на входе в сопло
Для сечения в критике сопла
Для сечения
Для сечения
Суммарный тепловой поток от газа в стенку сопла
Для дозвуковой части сопла
Для критики сопла
Где - температура газа в критическом сечении сопла (результат предварительных вычислений). Для критики расчет проводится с помощью таблиц газодинамических функций. В первом приближении можно принять: .
Для сверхзвуковой части сопла:
Где - температура газа в соответствующих сечениях сопла.
Также определялась расчетом с помощью таблиц газодинамических функций. В первом приближении можно принять:
3.2 Расчет теплозащитного покрытия двигателя
Исходные данные :
| Время работы РДТТ | |
| Начальная температура материала | |
| Толщина стенки: переднего днища |  |
| обечайки корпуса |  |
| сопловой крышки |  |
| Коэффициент теплопередачи:переднее днище |  |
| обечайка корп. и сопловая крышка |  |
| Материал переднего днища и обечайки корпуса | ППН-100 |
| плотность |  |
| удельная теплоемкость | |
| Материал сопловой крышки | 28Х3СНМВФА (СП-28) |
| плотность |  |
| удельная теплоемкость |  |
| допустимая температура нагрева |
Расчет толщины теплозащитного покрытия переднего днища
Для переднего днища, работающего в условиях высоких температур, но небольших скоростей движения газов, применяем фенольно-каучуковый материал ИРП-2049 (Р-161) – эластичное резиноподобное покрытие.
Теплофизические характеристики ИРП-2049:
,
Где ; - коэффициент аппроксимации;
- константа аппроксимации;
Относительный параметр, равный
.
Принимаем толщину ТЗП переднего днища 
Расчет толщины ТЗП обечайки корпуса и сопловой крышки
Для обечайки корпуса и сопловой крышки, работающих в условиях высоких температур и скоростей движения газов, применим слоистый материал на основе углеродных тканей, углепластик УПФК-1, имеющий следующие теплофизические свойства:
Обечайка корпуса
Где - параметр, равный
Коэффициент температуропроводности ТЗП
Температурный симплекс (безразмерная температура)
.
Сопловая крышка
где - параметр, равный
Температурный симплекс (безразмерная температура)
Принимаем: толщину ТЗП оболочки корпуса 
; толщину сопловой крышки 
.
Расчет длины теплоизолируемой части КС
Где - длина цилиндрической части заряда;
Коэффициент заполнения цилиндрической части КС
Для скрепленного заряда;
- относительная толщина заряда;
Расчет теплозащитного покрытия сопла
Исходные данные:
| Толщина стенки: входного раструба сопла | |
| выходного раструба сопла | |
| Коэффициент теплопередачи: воротник сопла | |
| сопловой вкладыш в критике | |
| сверхзвуковой раструб сопла |
|
| Материал входного раструба сопла | 30Х2ГСНВМА (ВМ-Д) |
| плотность | |
| удельная теплоемкость | |
| допустимая температура нагрева | |
| Материал выходного раструба сопла | 30ХГСА |
| плотность |  |
| удельная теплоемкость | |
| допустимая температура нагрева |
Расчет толщины теплоизолирующего покрытия воротника
Для воротника сопла применяем углепластиковый материал УПФК-1:
Расчет толщины ТЗП воротника проводим аналогично расчету толщины ТЗП камеры РДТТ. Считаем, что материал воротника работает как пассивное ТЗП.
,
Где 
коэффициенты аппроксимации;
- константа аппроксимации;
Где - теплоемкость стали 30ХГСА;
- плотность материала металлической основы конструкции воротника (30ХГСА).
Температурный симплекс (безразмерная температура)
.
Принимаем толщину ТЗП воротника 
(в радиальном направлении).
Расчет толщины теплозащитного покрытия вкладыша сопла
Для вкладыша сопла применяется материал повышенной жаропрочности и жаростойкости, высокой эрозионной стойкости: графит марки АТ-1, имеющий следующие теплофизические свойства:
Коэффициент температуропроводности ТЗП.
Температурный симплекс (безразмерная температура)
Где - температура газа в критическом сечении.
Принимаем толщину ТЗП вкладыша 
Расчет толщины теплозащитного покрытия выходного раструба сопла
Для выходного раструба сопла применяем углепластиковый материал УПФК-1:
Для сечения сопла
Температурный симплекс (безразмерная температура)
Для сечения сопла
Температурный симплекс (безразмерная температура)
Где - температура газа в сечении сопла .
Принимаем толщину ТЗП выходного раструба сопла: 
, 
Литература
1. Гречух Л.И., Гречух И.Н. Проектирование РДТТ. Учебное пособие по курсовому и дипломному проектированию. Омск, 2003.
2. Гречух Л.И., Гречух И.Н. Конструкция и проектирование РДТТ. Учебное пособие по курсовому и дипломному проектированию. Омск, 2003.
3. Алиев А.М., Липанов А.М. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. – М.: Машиностроение, 1995. 400с.
4. Ерохин Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ. – М.: Машиностроение, 1991. 560с.
5. Голубев И.С., Самарин А.В. Проектирование конструкций летательных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1991. 512с.
6. Расчет теплозащитных покрытий РДТТ. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию по дисциплине «Ракетные двигатели». Омск, 2004. 27с.
В книге изложены методические основы по проектированию высоконаполненных гетерогенных полимерных композиций, которые используются в качестве твёрдых топлив для двигателей реактивных снарядов и ракет. Двумя важнейшими задачами указанных композиций для зарядов являются: обеспечение внутрибаллистических характеристик двигателя и механической надёжности (вероятности безотказной работы но прочности) заряда твёрдого топлива. Эти, зачастую взаимопротиворечащие требования, обеспечиваются последовательными итерациями по основным характеристикам топлива: энергетическим, баллистическим, физико-механическим, технологическим, эксплуатационным и т.д.
Предназначена для инженеров, научных работников и аспирантов, занимающихся отраслью специальной технической химии и разработкой методов получения, исследованием свойств и применением композиционных полимерных материалов. Полезна студентам ВУЗов как учебное пособие.
Смесевые твердые топлива. Формирование требований.
Смесевые твердые топлива в последние десятилетия широко используются как автономные энергетические источники. Широкие возможности варьирования рецептурных, энергетических и баллистических параметров, решение технологических вопросов производства изделий различных масс и габаритных размеров определяли применение их не только в ракетной технике, но и во многих областях гражданского назначения (в нефтедобыче, газовой промышленности, противопожарной технике, средствах группового и индивидуального спасения, получения газов заданного состава и температурно-барических параметров и др.)
Определяющим в изначальном развитии было использование СТТ для маршевых двигателей МБР. Именно этот класс техники предъявил к СТТ наиболее высокие и комплексные требования, проблемное решение которых базировалось на развитии фундаментальных и прикладных наук. Рассмотрим основные из них.
ОГЛАВЛЕНИЕ
ОТ РЕЦЕНЗЕНТА
ПРИНЯТЫЕ СОКРАЩЕНИЯ И ОБОЗНАЧЕНИЯ
ВВЕДЕНИЕ
ГЛАВА I. ТВЕРДЫЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА И ПОРОХА. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ
ГЛАВА II. СПЕЦИАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ТРТ
2.1. Особенности устройства и функционирования РДТТ
2.2. Компонентная база твердых топлив
2.2.1. Окислители
2.2.2. Горюче-связующие вещества
2.2.3. Металлические горючие
ГЛАВА III. ЭНЕРГОМАССОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
3.1. Методология построения и практического применения композиционных материалов с дисперсным наполнителем
3.2. Смесевые твердые топлива. Формирование требований
3.3. Термодинамические расчеты отдельных параметров топлив
ГЛАВА ІV. СТРУКТУРА И РЕОЛОГИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ЭЛАСТОМЕРОВ
4.1. Деформация, течение и молекулярно-структурные особенности эластомеров
4.2. Реологические свойства эластомеров и методы их математического описания
4.3. Методы расчета плотности упаковки смеси фракций твердых дисперсных наполнителей полимерных композиционных материалов
4.4. Реологические свойства высоконаполненных систем
4.5. Физико-механические свойства высоконаполненных полимерных систем
ГЛАВА V. СТРУКТУРНО-МЕХАНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
5.1. Физико-химические предпосылки для математического моделирования механических характеристик наполненных эластомеров
5.2. Математическая модель зависимости напряжения и модуля упругости от деформации для эластомеров
5.3. Моделирование предельных механических характеристик наполненных эластомеров
5.4. Структурно-механические свойства полимерных связующих
5.5. Усиление полимерного связующего твердыми частицами дисперсных компонентов топлива
5.6. Предельное наполнение полимерного связующего
5.7. Структурно-механические свойства СТТ в условиях одноосного деформирования
5.8. Влияние физико-химических параметров состава на расчетную зависимость «напряжение-удлинение»
5.9. Экспериментальное подтверждение модели
5.10. Предельные механические характеристики
5.11. Механические свойства в составе комплекса характеристик проектируемого состава
5.12. Физико-механическое поведение смесевых твёрдых ракетных топлив
5.13. Методология проектирования механических характеристик топлива
5.14. Эффективная концентрация поперечных связей в полимерном связующем
5.15. Оптимальный фракционный состав твердых дисперсных компонентов
5.16. Проектирование механических характеристик
ГЛАВА VI. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
6.1. Общие представления о механизме горения топлив
6.2. Горение гетерогенных композиций
6.3. Зависимость скорости горения от различных факторов
6.3.1. Зависимость скорости горения от внутренних факторов
6.3.2. Зависимость скорости горения от внешних факторов
6.4. Способы регулирования баллистических характеристик
6.5. Влияние основных компонентов на закономерности горения гетерогенных конденсированных систем
6.6. Зависимость скорости горения топлива от давления
6.7. Роль основных компонентов в формировании баллистических характеристик гетерогенных конденсированных систем
6.8. Влияние ультрадисперсных и наноразмерных наполнителей на скорость горения ракетных топлив
6.9. Перспективные технологии формирования современных топлив и зарядов
ГЛАВА VII ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКАЯ И МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛИ ГОРЕНИЯ СМЕСЕВЫХ ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ
7.1. Базовые положения
7.2 Математическая модель физико-химических процессов, протекающих в реакционном слое прогретой части свода заряда твердого топлива
7.3. Общая система уравнений для реакционной части прогретого слоя в координатах, связанных с перемещающимися поверхностями
7.3.1. Этап инертного прогрева твердого топлива
7.3.2. Этап пиролиза связки и ПХА
7.3.3. Системы уравнений, соответствующие этапу возникновения расплавов
7.3.4. Этап формирования агломерата
7.3.5. Этапы существования каверны и диспергирования остатков частиц ПХА
7.4. О расположении частиц ПХА в теле заряда
7.5. О горении твердого топлива при наличии в нем двух и более фракций частиц ПХА
7.6. Структурный и тепловой барьеры при воспламенении и горении заряда твердого топлива
7.7. Выводы по главе
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ.
Бесплатно скачать электронную книгу в удобном формате, смотреть и читать:
Скачать книгу Твердые топлива реактивных двигателей, Топлива, Заряды, Двигатели, Том 4, Аликин В.Н., Ермилов А.С., Липанов А.М., 2011 - fileskachat.com, быстрое и бесплатное скачивание.