Форум » Дискуссии » Ракетные двигатели ,Топливо - Тактико-технические характеристики » Ответить

Ракетные двигатели ,Топливо - Тактико-технические характеристики

milstar: в первую очередь должны разрабатываться с учетом сжатых сроков — (начало серийного изготовления с 1986 г.) ракета для БЖРК 15Ж961 и ракета для грунтового комплекса 15Ж62. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/15g60/15g60.shtml Разработка ракеты для стационарного комплекса 15Ж60 проводилась вслед за ракетой для железнодорожного комплекса 15Ж961 Финальный запуск по программе испытаний проведен 26 сентября 1988 года. Всего в ходе государственных совместных летных испытаний было запущено 16 ракет. г. Первомайск, Николаевская область,УССР Развертывание шло быстрыми темпами - к концу года на боевом дежурстве находилось уже 20 ракет. Татищево, Саратовская область, РСФСР концу 1989 года в обоих позиционных районах было развернуто уже 56 ракет (46 в 46-й и 10 в 60-й дивизиях). Однако, начиная с 1990 года, несмотря на то, что не менее 8 ракет были изготовлены на ПМЗ и подготовлены к отправке в позиционные районы, развертывание МБР было прекращено - руководством СССР была принята новая оборонная доктрина Ракета 15Ж60 (см.схему) маршевых ступени и ступень разведения боевых блоков. Отделение головного обтекателя осуществлялось после прохождения зоны высотных блокирующих ЯВ. На ракете 15Ж60 были сохранены отработанные на ракетах 15Ж44 и 15Ж52 схемные и конструктивные решения по управлению полетом II и III ступеней отклонением головного отсека, минометному разделению ступеней, отделению боевой ступени и разведению элементов боевого оснащения. Минометное разделение ступеней обеспечивалось за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления соединительного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантировала безударное разделение ступеней и обеспечивала максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты. Первая ступень - масса в снаряженном состоянии, т - 53.7 - длина габаритная,м - 8.4 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (на земле/в пустоте),тс 280/310 Вторая ступень - масса в снаряженном состоянии, т -25 - длина габаритная при сложенном раструбе, м - 5.9 - длина габаритная при выдвинутом раструбе, м -6.7 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (в пустоте),тs -150 Третья ступень - масса в снаряженном состоянии, т -15 - длина габаритная при сложенном раструбе, м -3.6 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (в пустоте),тс -44 Жидкостный ракетный двигатель РД-866 (боевая ступень) Тяга двигателя в пустоте, кгс от -94.4 до +513.5 Удельный среднеинтегральный импульс тяги ЖРД большой тяги в пустоте, кгс·с/кг 305.5 Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг - камеры ЖРД большой тяги - 323.1 - ЖРД малой тяги в непрерывном режиме -245 - ЖРД малой тяги в импульсном режиме с частотой 10 Гц -176 Масса двигателя, кг 125.4 Абсолютное давление газов в камере сгорания, кгс/см2: - ЖРД большой тяги -41.5 - ЖРД малой тяги -5.67 Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры, кгс/см2: - ЖРД большой тяги -0.024 - ЖРД малой тяги - 0.007 Массовое среднеинтегральное соотношение компонентов топлива при работе: - ЖРД большой тяги -2.03 - камеры ЖРД большой тяги -2.3 - ЖРД малой тяги -1.85 Отклонение тяги от номинального значения, кгс - для ЖРД большой тяги ±41 - для ЖРД малой тяги при работе в непрерывном режиме ±0,65 Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель, кгс/см2: - окислителя (при температуре 45°С) -6.0 - горючего (при температуре 65°С) -3.5 Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель при температуре +35°С, кгс/см2: - окислителя -4.5 - горючего 1.45 Максимальное суммарное время работы, с: - ЖРД большой тяги -330 - ЖРД малой тяги -1200 330 1200 Максимальное количество включений: - ЖРД большой тяги -14 - ЖРД малой тяги -10000 .... Двигательные установки (ДУ) ракеты разрабатывались, в основном, в рамках кооперации, сложившейся на этапе создания комплексов с ракетами 15Ж44 и 15Ж52. Маршевые РДТТ ракеты 15Ж60 (второй уровень стойкости) разработаны с учетом повышенных требований по энерговооруженности, величине управляющих усилий (15Д305, ДУ-I) и степени защиты от ПФЯВ (15Д339, ДУ-II; 15Д291, ДУ-III). Для двигателей МБР 15Ж60 и 15Ж961 созданы топлива третьего и четвертого поколений на основе нового бесхлорного окислителя АДНА. . В рецептуре топлива в этих ракетах впервые применено принципиально новое высокоэффективное горючее – гидрид алюминия. Первая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д305, хвостового и соединительного отсеков. В принципиально новом двигателе I ступени разработки КБЮ и производства ПМЗ было применено более высокоэнергетическое (по сравнению с МБР 15Ж961) смесевое твердое топливо типа "ОПАЛ" - разработчик ЛНПО "Союз". заряд твердого топлива имел канал звездообразной формы и являлся прочноскрепленным с корпусом двигателя. Были форсированы на 30% расходно-тяговые характеристики по сравнению с двигателем 15Д206 первой ступени ракеты 15Ж961, что обусловило повышение давления в камере сгорания до 100 кгс/см2, а также применено в качестве органа управления вектором тяги центральное, частично утопленное в камеру сгорания, многопозиционное (круговая диаграмма создания управляющего усилия Рупр. по каналам тангажа и рыскания) качающееся управляющее сопло с разъемом в дозвуковой части, изготовленное из композиционных углерод-углеродных материалов, с использованием в качестве подвески поворотной части эластичного опорного шарнира. Корпус ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон", изготовленный методом намотки нитей из композиционного материала, выбранного по тогдашнему состоянию отечественной производственной базы. С учетом обеспечения минимальной массы конструкции выбран следующий вариант: в основе жгут нитей из композиционного материала и специальное связующее вещество. На второй и третьей маршевых ступенях применен тот же вариант изготовления корпуса. Для управления по крену на участке работы ДУ-I использовались 4 аэродинамических руля, установленных на внешней поверхности головного обтекателя. Кроме того, в конце участка работы первой маршевой ступени управление ступенью осуществлялось и отклонением головной части ракеты. Двигатели второй и третьей ступеней снабжались каждый центральным частично утопленным в камеру сгорания стационарным соплом с телескопическим сдвигаемым насадком раструба из углерод-углеродного материала, что позволяло увеличить степень расширения сопла и, соответственно, удельный импульс, без увеличения общих габаритов ракеты. Вторая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д339 и соединительного отсека. Корпус второй ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Топливо второй ступени - твердое смесевое типа "СТАРТ" (разработчик ЛНПО "Союз"). Заряд твердого топлива - прочноскрепленный с корпусом двигателя, с каналом цилиндро-конической формы с наклонной кольцевой проточкой типа "зонтик". На корпус ДУ-II разработки КБЮ и производства ПМЗ ракеты 15Ж60 (по сравнению с 15Ж961) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Управление второй ступенью осуществлялось отклонением головной части и аэродинамическими рулями (по крену), установленными на носовом обтекателе. Третья ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д291 и переходного отсека (см. фото). ДУ-III ракет 15Ж60 и 15Ж961 разработки КБ ПО "Искра" и производства Пермского завода химического оборудования практически идентичны (смесевое твердое топливо типа "АП-65", разработчик ЛНПО "Союз"). На корпус ДУ-III ракеты 15Ж60 (по сравнению с ДУ-III ракеты 15Ж961) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Корпус третьей ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Управление третьей ступенью осуществлялось отклонением головной части и креновыми РДТТ ступени. Для ракеты 15Ж60 был разработан новый боевой блок повышенной стойкости к ПФЯВ 15Ф14 с БЧ повышенной удельной мощности и имеющий характеристики, близкие к ББ Mk21 ракеты "MX". Головная часть - разделяющегося типа индивидуального наведения с десятью термоядерными ББ мощностью 0,43 Мт и комплексом средств преодоления ПРО разработки КБЮ. Первоначально КСП ПРО изготавливался на ПО "Южмаш", однако с мая 1986 года производство было передано на смежные предприятия РСФСР. Ступень разведения боевых блоков - "толкающей" схемы, размещение боевых блоков в один ярус, двигатель ступени - ЖРД РД-866 (15Д264), созданный в КБ-4 КБЮ и производившийся на ПО "Южмаш", работавший на жидких высококипящих стабильных долгохранимых самовоспламеняющихся компонентах топлива: несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетраоксид (АТ). Двигатель РД-866 - многофункциональный, без дожигания генераторного газа, с многократным включением ЖРД БТ (большой тяги) и ЖРД МТ (малой тяги), обеспечивал многократный запуск и регулирование тяги. Двигатель работал по комбинированной схеме (вытеснительная и насосная подачи компонентов топлива). Обеспечивал широкий диапазон изменения расходов и давлений для механизмов-потребителей. РД-866 содержал: централизованный источник питания (состоящий из двух турбонасосных агрегатов с газогенераторами и двух питателей); однокамерный ЖРД БТ; 16 ЖРД МТ. Для трехступенчатой твердотопливной ракеты 15Ж60 от ступени разведения требовалось не только обеспечение построения боевых порядков из ББ и средств преодоления ПРО, но и использование для достижения заданной максимальной дальности стрельбы режима "эффективного доразгона" — обеспечение работы ступени разведения на активном участке траектории в качестве четвертой ступени ракеты, что обеспечивало существенный выигрыш в массе полезного груза (до 15%). Для уменьшения длины ракеты использовался головной аэродинамический обтекатель изменяемой геометрии, прикрывавший ГЧ, две створки которого закрывались после выхода ракеты из ТПК.

Ответов - 90, стр: 1 2 3 4 5 All

milstar: http://sites.wff.nasa.gov/code810/vehicles/Terrier_Malemute.pdf http://sites.wff.nasa.gov/code810/vehicles/Terrier_Imrprove%20Orion.pdf

milstar: Однако в 2010 году американские военные объявили, что на базе SM-3 Block IIA будет также создана ударная система большой дальности под кодовым названием ArcLight. Как планируется, маршевые ступени противоракеты выведут на гиперзвуковую скорость планирующий аппарат, который будет способен пролететь до 600 км и доставить к цели боеголовку массой 50–100 кг. Общая дальность полета всей системы составит до 3800 км, причем на этапе самостоятельного полета гиперзвуковой планер полетит не по баллистической траектории и получит возможность маневрировать для высокоточного наведения на цель. Настоящей изюминкой этого проекта можно назвать тот факт, что благодаря унификации с SM-3 ракетная система ArcLight сможет быть размещена в тех же самых вертикальных пусковых установках, которые предназначены для противоракет. Таких «гнезд» в распоряжении ВМС США 8500

milstar: ArcLight aims to demonstrate technology for a high-speed, long-range strike weapon consisting of a hypersonic boost/glide vehicle fired from the US Navy's standard Mk41 vertical launch system (VLS). The vehicle would carry a 100-200lb payload 2,000nm in 30min.


milstar: «Ракета, пришедшая с холода» http://www.youtube.com/watch?v=LV1k1PlpE9k

milstar: История создания твердых ракетных топлив в СССР еще не написана и автор рассматривает свою попытку только как повод к тому, чтобы привлечь внимание серьезных иссле- дователей истории науки и техники к этому фантастически интересному, по-человечески очень сложному и многогранному вопросу. Моя глубокая благодарность Г.Ю. Во- робьевой за совместную работу при написании статьи. Член-корр. РАН Г.Б. Манелис http://scc.chant.ru/files/vestnik-2-2012-2.pdf 20 Лет потребовалось американцам, чтобы воспроизвести синтез 1971 года по советскому окислителю АДНА (аммониевая соль динитразовой кислоты

milstar: В 70-е гг. прошлого века усилиями отечественных ученых при определяющем участии ФНПЦ «Алтай» и ФЦДТ «Союз» в Советском Союзе были созданы высокоэффективные топлива на новой компонентной базе для СРТТ, включающей в себя активные связующие, аммониевую соль динитрамида (бесхлорный экологически чистый окислитель для СРТТ) и гидрид алюминия. Впервые в мировой практике неорганический синтез аммониевой соли динитрамида и запуск первого в мире производства по его изготовлению (1977 г.) были проведены в ФНПЦ «Алтай». Ракетные топлива с гидридом алюминия и активным связующим обладают наиболее высокими энергетическими показателями из всех разработанных твердых топлив в нашей стране и за рубежом. Эта компонентная база в России возрождается. http://www.oborona.ru/includes/periodics/defense/2011/0415/12395989/detail.shtml

milstar: МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ В.И. ЦУЦУРАН, Н.В. ПЕТРУХИН, С.А. ГУСЕВ Посвящается 40-летию РВСН ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ ОГЛАВЛЕНИЕ ПРЕДИСЛОВИЕ .............................................................................................................................. 4 Глава I........................................................................................................................................5 РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА - ХИМИЧЕСКИЕ ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ И РАБОЧЕГО ТЕЛА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК..............................................................................5 1.1. ХИМИЧЕСКИЕ ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ (ВЗРЫВЧАТЫЕ) МАТЕРИАЛЫ ............................................................................................................................... 5 1.1.1 Виды взрывчатых превращений.................................................................7 1.1.2. Классификация взрывчатых (энергетических) материалов.10 1.2 ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К РАКЕТНЫМ ТОПЛИВАМ..................................................19 1.2.1 Энергетические требования....................................................................19 1.2.2 Эксплуатационные и производственно-экономические требования к ракетным топливам......................................................................30 Глава 2......................................................................................................................................36 Жидкие ракетные топлива...............................................................................................36 2.1. ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА И ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЖРД...............................................................................................................36 2.2. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ ЖРТ. КЛАССИФИКАЦИЯ ЖРТ ........................................................................................................................................... 41 2.3. СПЕЦИАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ЖРТ...................................................................42 2.4. ГОРЮЧИЕ ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ..............................................................47 2.4.1.Жидкий водород..............................................................................................47 2.4.2. Углеводородные горючие.........................................................................49 2.4.3. Гидразинные горючие................................................................................53 2.4.4. Металлизированные горючие..................................................................56 2.5. ОКИСЛИТЕЛИ ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ.......................................................58 2.5.1. ЖИДКИЙ КИСЛОРОД..........................................................................................58 2.5.2. Пероксид водорода.....................................................................................60 2.5.3. Азотно-кислотные окислители.............................................................63 2.6. СОСТАВ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ВДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ..........................67 2.6.1. Характеристика топлив для маршевых двигателей..................70 2.6.2. Топлива для вспомогательных двигательных установок и газогенераторов .......................................................................................................... 74 2.7. ХРАНЕНИЕ, ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ И НЕЙТРАЛИЗАЦИЯ ЖРТ......................76 2.7.1. Хранение ЖPT.................................................................................................76 2.7.2. Транспортирование ракетных топлив..............................................78 2.7.3. Нейтрализация компонентов ЖРТ........................................................80 Глава 3......................................................................................................................................83 ТВЕРДЫЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА И ПОРОХА.......................................................................83 3.1. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ................................................83 3.2. КЛАССИФИКАЦИЯ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ............86 3.2.1. Нитроцеллюлозные твердые топлива.................................................87 3.2.2. Смесевые твердые топлива....................................................................90 3.3 СПЕЦИАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ТРТ......................................................................94 3.3.1 Особенности устройства и функционирования РДТТ..................94 3.3.2. Взаимосвязь баллистических характеристик топлива, заряда и ракеты..........................................................................................................96 3.3.3. Взаимосвязь механических характеристик топлива и характеристик двигателя и ракеты................................................................100 3 3.3.4. Специальные требования к ТРТ........................................................105 3.4. КОМПОНЕНТНАЯ БАЗА ТРТ..................................................................................107 3.4.1. Окислители....................................................................................................108 3.4.2. Горючие-связушие вещества................................................................113 3.4.3. Металлические горючие.........................................................................124 3.5. СВОЙСТВА ТРТ И ИХ ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ..................................129 3.5.1. Энергомассовые характеристики......................................................129 3.5.2. Баллистические характеристики......................................................134 3.5.3. Механические характеристики...........................................................173 3.5.4. Взрывчатые характеристики................................................................179 ГЛАВА 4....................................................................................................................................185 БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ И ЗАРЯДЫ ТРТ............185 4.1. ПОНЯТИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ, ЕЕ КРИТЕРИИ И ПОКАЗАТЕЛИ ........................................................................................................................ 186 4.2. РАСЧЕТНЫЕ МЕТОДЫ ОЦЕНКИ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ........187 4.3. ЗАРЯДЫ ТРТ............................................................................................................193 4.3.1. Основные требования к зарядам......................................................193 4.3.2. Анализ основных конструктивных форм зарядов....................195 4.3.3. Некоторые сведения о технологии изготовления твердотопливных зарядов.....................................................................................197 Список использованной литературы........................................................................199 ПРЕДИСЛОВИЕ

milstar: Дальнейшее увеличение удельного импульса достигается в результате замены алюминия на гидрид алюминия вследствие уменьшения молярной массы продуктов сгорания (соответственно - удельной газовой постоянной). При этом плотность топлива уменьшается. Наиболее эффективно использование гидрида алюминия в составах с "активным" ГСВ. Поскольку массовая доля АГСВ в топливе может быть в 2...3 раза большей, чем инертного, то массовая доля низкоплотного АlH3, может достигать 25%. При этом IУД увеличивается до 2700 Н·с/кг, а плотность составляет 1620...1640 кг/м3.

milstar: Смесевые ТРТ для многоступенчатых МБР в соответствии с критериями их эффективности принято подразделять на высокоплотные - для нижних ступеней и высокоимпульсные - для верхних. Достигнутый уровень энергомассовых характеристик для высокоплотных СТРТ составляет IУД = 2500...2550 Н·с/кг,ρ =1850...1900 кг/м3, а для высокоимпульсных – IУД = 2650...2750 Н·с/кг и ρ = 1620...1650 кг/м3 при стандартных условиях. Повышение удельного импульса всех классов ТРТ достигается увеличением давления в камере сгорания двигателя. Расчеты показывают, что зависимость IУД(РК)имеет нелинейный характер (рис.3.25). По мере увеличения давления прирост IУД уменьшается: при переходе от 4 до 10 МПа составляет 9...9,5%, от 10 до 15 МПа – 3...3,5% и от 15 до 20 МПа – 2...2,5%. Дальнейшее повышение плотности и удельного импульса топлива предполагается достигнуть увеличением его степени наполнения путем совершенствования гранулометрического состава и формы частиц окислителя и металлического горючего, а также улучшением реологических свойств горючего- связующего. В перспективе предполагается применение новых высокоплотных и высокоэнтальпийных окислителей (см. п.3.4.1), а также горючих-связующих на основе полиглицидилазида GAP (∆Н ̊298 = 110...138 кДж/моль, ρ = 1300 кг/м3), полиглицидилнитрата PGN (∆Н ̊298 = -284,5 кДж/моль), производных оксетана, например ВАМО (∆Н ̊298 = 35,2 кДж/моль).

milstar: Таким образом, эффективность "тяжелых" топлив существенно увеличивается на нижних ступенях ракет при сравнительно низких значениях относительной массы топлива. "Легкие" топлива становятся более эффективными на верхних ступенях с высокой mТ.ОТН.

milstar: Прочноскрепленный заряд обеспечивает повышенный коэффициент объемного заполнения и тепловую защиту большей части внутренней поверхности камеры сгорания. Поэтому масса конструкции двигателя с таким зарядом меньше, чем при использовании вкладного заряда. Вкладные и скрепленные заряды имеют различные области применения. Вкладные заряды, которые, как правило, изготавливаются из баллиститных топлив, применяются в двигателях относительно небольших размеров с малым временем работы, т.е. в РДТТ тактических ракет, двигателях вспомогательного назначения (разведения, закрутки, увода и т.п.), а также для газогенераторов различного типа. Скрепленные заряды применяются для крупногабаритных РДТТ маршевых ступеней баллистических ракет и ускорителей мощных ракетоносителей.

milstar: ПОРОШКООБРАЗНЫЕ МЕТАЛЛЫ могут вводиться в состав смесевых топлив в качестве дополнительного горючего компонента. Для этого пригодны чистые бериллий, литий, алюминий, магний, а так же некоторые их соединения. В результате введения металлов происходит повышение запаса энергии топлива, т.е. увеличивается удельная тяга двигателей. Кроме того, металлические добавки повышают удельный вес топлива, что улучшает характеристики двигателя и ракеты в целом. При этом следует учитывать, что чем больше содержание металлического горючего, тем выше будет температура продуктов горения в камере. Почти все современные смесевые топлива имеют в своем составе металлическое горючее в различном количестве. Наиболее эффективным металлическим горючим является БЕРИЛЛИЙ. Однако перспективы применения бериллия очень ограничены, потому что его запасы в земной коре незначительны, а продукты сгорания крайне ядовиты. Следующий по эффективности металл – ЛИТИЙ. Его применение тормозится очень низкой температурой плавления (+186 град Цельсия) и самовоспламенением на воздухе в расплавленном состоянии. Самым широко распространенным и наиболее дешевым металлическим горючим является АЛЮМИНИЙ. Применение тонко измельченного порошка алюминия в смесевых топливах не только повышает удельную тягу двигателей, но и улучшает надежность их запуска и увеличивает стабильность горения топлива. МАГНИЙ применяется редко, так как он в топливах дает малую удельную тягу.

milstar: 1988 Проведено первое испытание маршевого двигателя I ступени с зарядом на топливе с активным связующим массой ~ 50 тонн разработки НПО «Алтай». 1989 Сдана на вооружение твёрдотопливная МБР железнодорожного базирования РТ-23УТТХ (15Ж61) «Молодец» с зарядом I ступени и тремя зарядами к РДТТ различного назначения разработки НПО «Алтай». Сдана на вооружение твёрдотопливная МБР шахтного базирования РТ-23УТТХ (15Ж60) «Молодец» с зарядом I ступени и тремя зарядами к РДТТ различного назначения разработки НПО «Алтай». Сдана на вооружение осколочно-фугасная боевая часть зенитного комплекса «Шторм-М». 1994 За период с 1970 г. запущено около 100 ракет 8К98П с зарядами маршевых ступеней на топливах Т9–БК разработки НПО «Алтай». Пуски неизменно подтверждали высокую надежность ракеты. Твердотопливные двигатели сохранили работоспособность и после 18,5 лет эксплуатации. 1996 Завершена наземная отработка маршевых зарядов трёх ступеней и 18 зарядов двигателей управления для МБР морского базирования РСМ-52 вариант (3М-91) «Барк».

milstar: 8.3 Твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-52В («Барк») В 1986 году были начаты работы по твёрдотопливной ракете РСМ-52В. Все заряды данной ракеты, кроме ПАД миномётного старта, разработаны и отработаны в ФНПЦ «АЛТАЙ» [11]. Повышение энергомассового совершенства РДТТ для БРПЛ связано не только с совершенствованием твёрдых топлив, но и оптимизацией конструктивно-компоновочных схем двигателей (корпуса типа кокона из полимерных композиционных материалов с удлиненными узлами стыка, утопленная в камеру дозвуковая часть сопла и др.). Это накладывает определенные ограничения на конструкцию зарядов и возможность повышения объёмного заполнения камеры маршевого РДТТ топливом. Вместе с тем одно из очевидных направлений повышения энерговооружённости РДТТ для БРПЛ в условиях дефицита габаритов – увеличение количества топлива в заданном объёме двигателя без ухудшения его внутрибаллистических и энергетических характеристик, надёжности, безопасности эксплуатации, т. е. обеспечение максимально достижимой величины Кv [11]. На РДТТ отечественных ракет РТ-2П, РСМ-45, РСМ-52, РС-22, американских ракетах «Минитмен», «Посейдон», «Трайдент», МХ используются конструкции зарядов канального типа с компенсаторами поверхности горения в виде различных щелей. Простая цилиндроконическая форма начальной поверхности заряда РДТТ дает прогрессирующую диаграмму расхода (давления) по мере его выгорания. Но для РДТТ, как правило, характер изменения текущего расхода (давления) необходимо обеспечить близким к среднему за время работы двигателя, чтобы минимизировать пассивную массу корпуса, во многом определяемую максимальным давлением в камере (для первых ступеней может быть необходима дегрессивная диаграмма расхода). Поэтому в конструкциях зарядов к цилиндрической (или цилиндроконической) начальной поверхности нужны дополнительные конструктивные элементы в виде перфораций канала (щелей), разгар которых обеспечивает близкую к нейтральной (или дегрессивную) диаграмму текущего расхода. В канальном заряде с продольными щелями требуемый закон изменения поверхности горения достигается подбором соотношения длин цилиндрического и щелевого участков, а также количеством щелей. Канальная часть горит с увеличением поверхности горения, а щелевая – с уменьшением. Продольные щели в заряде могут быть заменены поперечной кольцевой проточкой (зонтиком), варьированием угла наклона и высоты которой достигается требуемая диаграмма расхода (давления). В РДТТ с большой тягой нашли применение заряды с каналом, имеющим поперечное сечение в виде многолучевой звезды, то есть продольные щели расположены по всей длине канала заряда. Общий недостаток таких конструкций зарядов – это наличие концентраторов напряжений в основаниях щелей, что приводит к повышению требуемых для обеспечения прочности заряда физико-механических характеристик топлив по сравнению с зарядом, имеющим круглый канал. Кроме того, у звёздообразного заряда в конце его работы образуются дегрессивно догорающие остатки топлива. Для дальнейшего энергомассового совершенствования РДТТ при разработке твёрдотопливной ракеты РСМ-52В, наряду с использованием топлива, содержащего гидрид алюминия на верхних ступенях, повышением рабочего давления в камерах, увеличением степени расширения сопел, были спроектированы и отработаны новые конструктивные схемы маршевых зарядов с частично горящими торцами у днищ корпусов, защищённые рядом оформленных в установленном порядке изобретений. Использование в РДТТ новых высокоэнергетических топлив предопределяет необходимость применения простейших формообразующих поверхность заряда оснасток для его дистанционной распрессовки за один технологический прием без применения разъёмных элементов. Такой концепции удовлетворяет конструкция заряда с поперечным сечением в виде многолучевой звезды. Но для повышения работоспособности сопла с разгорающимся критическим сечением и снижения потерь удельного импульса тяги необходимо обеспечить равномерный по окружности поток продуктов сгорания на входе в сопло. Однородный поток продуктов сгорания на входе в сопло формируется при использовании канальных зарядов с поперечной кольцевой щелью или продольными щелями, расположенными у переднего днища, но для таких зарядов необходима очень сложная технологическая оснастка. Во всех канальных зарядах с перфорациями «резервным» объёмом под топливо являются собственно сами щели. Канальные заряды маршевых РДТТ с различными видами перфораций имеют полное скрепление по цилиндрической части корпуса и раскреплены по одному или двум днищам в зависимости от соотношения длины и диаметра корпуса. Торцы заряда, примыкающие к днищам, если они с ними не скреплены, забронированы специальными раскрепляющими манжетами от канала до цилиндрической части корпуса. При действии внутрикамерного давления после запуска РДТТ заряд и корпус деформируются, а между манжетой и днищем появляется зазор. Для маршевых зарядов РСМ-52В были предложены конструкции зарядов, имеющие в этом зазоре дополнительную поверхность горения, что позволило отказаться от перфораций канала и тем самым использовать их объём под топливо. Конструкции зарядов были выполнены в виде канальных моноблоков, на которых вместо традиционных щелевых компенсаторов (продольные или поперечные щели) использовалась часть открытой поверхности, прилегающей к переднему днищу корпуса для первой и второй ступеней и к заднему днищу для третьей ступени. Несмотря на внешнюю простоту такого подхода, при разработке элементов корпуса, заряда и технологической оснастки было необходимо решить ряд сложных конструкторских и технологических проблем, чтобы одновременно обеспечить: герметизацию заманжетной полости корпуса при формовании заряда, т. е. обеспечить непопадание топлива в зазор между днищем корпуса и укороченной манжетой; одновременное вакуумирование внутреннего объёма корпуса и заманжетной полости при формовании заряда; «сверхнадёжное» внедрение законцовки манжеты в топливо для исключения её «скальпирования» при запуске за счёт газодинамических сил при деформировании заряда в первоначально очень узком зазоре; «антиадгезию» топлива в зоне открытого торца с теплозащитным покрытием днища; торцевую разгрузку заряда (разрыв связей укороченной манжеты с днищем корпуса) при работе РДТТ без повреждения бронирующей укороченной манжеты; гарантированное попадание газов в зазор между зарядом и днищем при запуске за счёт конструктивного оформления клинообразного входа в эту полость специальным элементом технологической оснастки, в конструкции которого размещаются также клапан-фильтры для вакуумирования при формовании заряда; оптимальные толщины ТЗП днища в зоне открытого торца. Эти задачи в процессе отработки РДТТ были успешно решены. Традиционная для канальных зарядов манжета торцевого раскрепления выполнялась укороченной до некоторого диаметра, превышающего диаметр полюсного отверстия корпуса. Специальное оформление укороченной манжеты позволило внедрять её законцовку в топливо с одновременной герметизацией заманжетного пространства для исключения попадания в него топлива при формовании заряда. Научным руководителем первых работ по отработке зарядов с открытыми горящими торцами был кандидат технических наук А.С. Устюгов, а с 1991 года – академик РАРАН, профессор В.И. Марьяш [21]. Новые конструкции зарядов с горящими торцами обеспечили: безопасную распрессовку зарядов, т. е. дистанционное извлечение иглы, формирующей центральный канал, за один технологический приём; однородный поток продуктов сгорания на входе в сопло; снижение требований к деформационным характеристикам топлива на канале и высокую степень «расчётности» действующих деформаций в опасных сечениях круглого канала, не имеющего концентраторов напряжений; достижение высоких значений Кv на уровне 0,92; 0,95; 0,97 для I, II, III ступеней ракеты соответственно. Корпус двигателя третьей ступени был близок к сферическому. Заряд имел небольшой глухой канал и задний горящий торец. Раскрытие и воспламенение торца обеспечивается после запуска РДТТ деформированием корпуса и заряда за счёт полного скрепления передней полусферы корпуса с зарядом. На этом двигателе достигнут наивысший для маршевых РДТТ в отечественной и зарубежной практике Кv ~ 0,97. Экспериментальная отработка таких схем зарядов с горящими передними торцами осуществлялась на различных двигателях от сравнительно небольших (с массой зарядов менее одной тонны) до габаритов первой ступени. В процессе работ для анализа широко использовался метод рентгенотелевизионной визуализации динамики раскрытия зазора между зарядом и корпусом РДТТ и характера перемещения фронта горения в зоне горящего торца. Специальные оценки стабильности воспламенения зарядов показали, что характеристики времени выхода двигателей на стационарный режим реализованы на том же уровне, что и на ранее отработанных двигателях с традиционными конструкциями зарядов (канально-щеле-вые, многолучевая звезда). Предельные отклонения внутрибаллистических характеристик двигателей также не увеличились из-за использования таких схем зарядов. Характерной особенностью отработки РДТТ маршевых двигателей БРПЛ РСМ-52В была реализация новых методических подходов (методологии) к проверке физической работоспособности зарядов в заданных условиях эксплуатации, выполненная под научным руководством профессора И.И. Анисимова [21]. Их теоретической базой стали численные методы механики деформируемых тел, позволяющие учитывать пространственную сложность конфигураций твёрдотопливных зарядов, особенности их технологии изготовления и механического поведения используемых топлив. Появилась возможность решения связанных задач механики и газовой динамики, учета эффектов массопереноса при анализе эксплуатационной работоспособности РДТТ. Ключевыми элементами экспериментальной отработки прочности стали многоцелевой высокоинформативный натурный и модельный эксперименты. Методологический акцент был сделан на проведении предельных, ресурсных и форсированных прочностных испытаний РДТТ, которые оснащались индивидуальными средствами измерения перемещений, напряжений и деформаций. Решение проблемы проверки конструкционной прочности заряда (особенно в зонах концентрации напряжений) возлагалось на полномасштабный макетный (инертное топливо) эксперимент. Результатом практической реализации возможностей разработанной методологии явилась целая серия новых, интересных в научном отношении исследований. Характерной иллюстрацией являются результаты решения задачи о «схлопнутом» заманжетном зазоре. При работе зарядов из низкомодульных топлив в полете ракеты под действием осевых перегрузок в большинстве случаев реализуется схема посадки на днище раскреплённого заднего торца заряда. Это предопределило необходимость исследования процессов формоизменения системы «заряд–корпус», происходящих при раскрытии «схлопнутого» заманжетного зазора в период выхода двигателя на режим. Теоретическое решение этой связанной задачи механики и газодинамики отсутствует в связи с неопределенностью граничных условий в зоне контакта торца заряда с днищем корпуса. С целью практического решения этой проблемы на двигателе третьей ступени был реализован полномасштабный макетный эксперимент. Состояние нулевого заманжетного зазора (моделирование полетных перегрузок) обеспечивалось нагреванием двигателя выше равновесной температуры заряда. Нагружение осуществлялось в режиме динамического наддува (~ 0,1 с) пороховыми газами инициирующего устройства. В процессе нагружения экспериментально регистрировалось распределение параметров давления, температуры и перемещений по каналу и границе «торец зарядаднище корпуса». В зоне скрепления заряда с корпусом оценивались контактные напряжения, определяющие интенсивность нагружения исследуемой системы на различных этапах эксперимента. В результате испытания зафиксировано развитие эффектов немонотонного деформирования торцевой зоны заряда, процессов волнового распространения давления и изменения контактных напряжений в зоне скрепления заряда с корпусом при заполнении раскрывающегося заманжетного зазора. Полученные экспериментальные данные позволили сформулировать рекомендации по обеспечению работоспособности этой зоны заряда и корпуса. В конце 1997 года работы по этой ракете в силу ряда организационных и финансовых причин были сначала приостановлены, а потом прекращены на этапе лётных испытаний [18, 22]. http://sob.znate.ru/docs/1357/index-87959.html?page=20

milstar: Успехи отечественной промышленности в разработке новых высокоэффективных твёрдых топлив (о чём рассказывалось выше), конструкционных и теплозащитных материалов, достигнутые к середине 70-х годов, а также накопленный опыт проектирования, изготовления и эксплуатации твёрдотопливных ракет, дали возможность практически приступить (более чем на десять лет позднее, чем в США) к разработке морских твёрдотопливных ракет, обладающих высокими тактико-техническими характеристиками. Поэтому представляет интерес провести качественное сравнение достигнутых в СССР и США характеристик БРПЛ на рубеже веков. Широко известны разработанные в США БРПЛ «Трайдент-1» и «Трайдент-2». Оценки российских специалистов показывают, что сопоставление по энергомассовому совершенству этих БРПЛ с БРПЛ РСМ-52В [22], определяемому величиной забрасываемой массы на дальность 10 тысяч километров (в килограммах), отнесённой к стартовой массе ракеты (в тоннах), дают следующие величины: РСМ-52В  37,7; «Трайдент-1»  34,7; «Трайдент-2»  37,2. Из этих данных следует, что ^ БРПЛ РСМ-52В не только не уступала по энергомассовому совершенству американским разработкам, но и несколько превосходила их. http://sob.znate.ru/docs/1357/index-87959.html?page=21

milstar: Отдельно стоит упомянуть «Ангару-5В» — вариант «Ангары-А5М» повышенной грузоподъемности за счет применения водородной ступени. Эта ракета сможет выводить на орбиту в полтора с лишним раза больше груза, чем «Ангара-А5» — 38 т против 24 n. Судя по тому, что на космодроме Восточный журналистам показывали строящееся хранилище для водорода на стартовой площадке «Ангары», производство этого варианта ракеты вопрос уже решенный. https://iz.ru/1100307/mikhail-kotov/bolshie-nadezhdy-o-chem-govorit-uspeshnyi-start-rossiiskoi-angary

milstar: Российские изобретатели создали первый в мире двигатель для спутников, который работает без топлива. В качестве горючего аппарат будет использовать остатки атмосферы на орбите. Спутники с таким двигателем могли бы функционировать на считающихся низкими орбитах в районе 200 км от Земли. Сейчас этот диапазон практически не освоен, поскольку на высотах ниже 300 км аппаратам требуется слишком много топлива. Использование этих высот позволило бы, например, обеспечить страну высокоскоростной связью с относительно небольшими затратами, пояснили разработчики. Однако на низких орбитах кислород может губительно воздействовать на двигатель, что, вероятно, сократит срок службы летательного аппарата, указали эксперты. https://iz.ru/1374786/olga-kolentcova/atmosfernyi-svoi-rossiiskie-sputniki-smogut-letat-bez-topliva

milstar: Lambert Kolibri T32/T15- The smallest commercial turbojet engine (Review and Disassembly) https://www.youtube.com/watch?v=aIBtZZOZ_54 This is the smallest commercially produced turbojet engine in the world. Produced by Lambert Microturbines in Germany. - Diameter: 55mm - Lenght: 120mm - Weight: 250 grams - Thrust: 18N at 226K rpm - Fuel Consumption: 90ml/min - Service Interval: 25 hours

milstar: Реактивные авиамодели — хобби не для начинающих и даже не для продвинутых авиамоделистов, а для профессионалов. Слишком велика цена ошибки, слишком трудно ее не совершить. Виталий, например, за пять лет разбил десять моделей. А ведь он серебряный призер чемпионата мира! https://www.techinsider.ru/technologies/6740-reaktivnaya-mikroaviatsiya-turbo-modeli/

milstar: Библиографическое описание: Порошкин, К. В. ТРД малой тяги для беспилотного летательного аппарата / К. В. Порошкин, Д. А. Ахмедзянов. — Текст : непосредственный // Молодой ученый. — 2011. Пожалуйста, не забудьте правильно оформить цитату: Порошкин, К. В. ТРД малой тяги для беспилотного летательного аппарата / К. В. Порошкин, Д. А. Ахмедзянов. — Текст : непосредственный // Молодой ученый. — 2011. — № 1 (24). — С. 16-18. — URL: https://moluch.ru/archive/24/2494/ (дата обращения: 26.11.2023). https://moluch.ru/archive/24/2494/?ysclid=lpev4242vf540005159 Для удовлетворения требований всепогодности (преодоление ветрового сноса) и повышения оперативности получения информации при использовании микро-БПЛА («микро» — массой до 10 килограммов, временем полёта около 1 часа и высотой до 1 километра) требуется создание силовой установки обеспечивающей, с одной стороны, высокую крейсерскую скорость БПЛА на уровне М=0,3..0,5, а с другой – достаточную продолжительность полета. При уменьшении размеров БПЛА происходит уменьшение чисел Рейнольдса и как следствие не пропорциональное увеличение потребной тяги для достижении высоких скоростей полета. Применение в качестве силовой установки ТРД малой тяги открывает возможность обеспечения высоких скоростных характеристик. Проблематикой создания воздушно-реактивных двигателей малых тяг на основе ТРД занимаются частные фирмы: Франции- Vibraye (JPX-t240…), Японии- Sophia-Precision (J-450…), Германии- (P-80…),Австрии- Schneidtr-Sanchez (FD-3), Китая – JetJoe (JJ-1800…). Перечисленные выше двигатели фирм предназначены для авиамоделей, но, по-видимому, за неимением лучшего, они применяются в гражданской и военной беспилотной авиации, например фирмы JetCat.



полная версия страницы