Для некоторых военных приложений необходимы такие ускорения, которые не могут обеспечить двигатели на основе СКН; тогда применяются металлизированные смесевые топлива на основе нитроглицерина или других мощных взрывчатых веществ. В этих случаях в двигателе протекает контролируемый взрывной процесс. Для контроля за процессом взрыва добавляются специальные химические замедлители реакции. Другие военные нужды потребовали разработки тактических ракет с бездымным горением, чтобы не было возможности проследить, откуда запущена ракета.
Испытания. РДТТ обычно испытываются на огневых стендах, где двигатель устанавливается неподвижно в горизонтальном или вертикальном положении и проверяется работа всех его систем. В процессе работы двигателя установленные на нем датчики измеряют тягу, давление и температуру продуктов сгорания, нагрузки на корпус и т.д. Во время огневых испытаний проверяются все возможные режимы работы, включая нерасчетные, которых не должно быть при нормальном полете.
Достоинства и недостатки. Твердотопливные двигатели используются в тех случаях, когда основными требованиями являются простота, легкость обслуживания, быстрый запуск и большая мощность при небольшом объеме. В первых американских баллистических ракетах использовалось жидкое топливо, однако начиная с 1960-х годов произошел переход на твердое топливо, что было связано с улучшением технологии его производства. РДТТ всегда использовались в небольших боевых снарядах и ракетах, устройствах катапультирования на реактивных самолетах и для отделения ракетных ступеней.
Основным недостатком твердотопливных двигателей является практическая невозможность регулирования тяги во время полета, а также трудность отключения двигателя. В некоторых РДТТ отсечка тяги осуществляется путем открытия отверстий в передней части двигателя. Когда отверстия открываются (обычно это происходит с помощью специальных пиропатронов), давление внутри двигателя падает и соответственно уменьшается интенсивность горения. Кроме того, возникает обратная тяга, противоположная нормальной тяге основного сопла, и ускорение ракеты прекращается. Поскольку тяга РДТТ определяется геометрией и химическим составом заряда, изменение параметров двигателя для получения другой зависимости тяги от времени может потребовать проведения полного цикла испытаний нового двигателя.
6. Измерение тяги
Устройство для замера тяги состоит из подвески двигателя, датчика, воспринимающего усилие тяги, электрического или электронного устройства, преобразующего механические перемещения в электрические- изменения напряжения или силы тока [2].
Подвеска двигателя
В зависимости от характера схемы передачи усилий от подвижных элементов к неподвижным существует несколько типов
подвесок двигателей:
1) подвески со связями, почти исключающими трение;
2) подвески с гибкими или эластичными связями.
Первый тип подвесок применяется на горизонтальных стендах.
К нему относятся подвески в виде параллелограмма, маятниковые
подвески, подвески с шаровыми и роликовыми опорами. Обеспечение перемещения двигателя строго вдоль направления вектора
тяги достигается различными методами. Подвески данного типа
показаны схематически на рис. 1 (схемы а и б). В этом случае
сила, приложенная к измерительному элементу прибора, в точности равна усилию тяги.
При испытании очень маленьких двигателей сила трения в опорах, возникающая под действием веса самой подвески, может
оказаться большой по сравнению с усилием тяги. Поэтому вместо
механических связей можно применить роликовые или шаровые
опоры. Такая подвеска на роликах превосходна в отношении
получения минимального трения, но она практична только в случае малого веса подвески. Кроме того, конструктивное выполнение такой подвески связано с большими трудностями. Как правило,
подвеска, в которой потери на трение сведены до минимума, бывает очень капризной и требует тщательного ухода, так как все соединения движущихся и неподвижных элементов должны всегда
содержаться в идеальном порядке.
Подвески второго типа - подвески с упругими элементами -
более прочны. В данном случае на датчик тяги воздействует лишь
часть усилия тяги; другая его часть расходуется на деформацию упругих элементов конструкции подвески. Перемещения элементов
системы весьма малы, так как конструкция делается жесткой и
собственная частота колебаний системы очень высока.
Упругие соединения можно сделать свободными, как показано
на схеме в рис. 1, где перемещение осуществляется посредством сгибания тонких металлических лент, расположенных в четырех углах ABCD прямоугольной рамы, на которой смонтирован двигатель. В этом случае для перемещения системы в целом требуется очень незначительное усилие, и измеряющее устройство воспринимает всю силу тяги полностью. Упругое соединение может быть сделано и жестким, как на схеме г рис. 1. В этом случае усилие тяги расходуется в основном на деформацию упругого элемента конструкции. Такая конструкция подвески, при которой обеспечен свободный доступ к двигателю, удобна для исследования температуры струи или аномального горения в камере, если в последней сделать специальные продольные или поперечные окна для наблюдения [2].
Рис. 1. Схема подвески РДТТ
В данном случае консоль, на которой крепится двигатель, поворачивается вокруг горизонтальной оси, проходящей через точку А,
и передает усилие на датчик тяги. Ось вращения определяется сгибанием горизонтальной и вертикальной металлических лент, изготовленных из одного и того же куска металла. При наличии вертикального стенда упругое соединение осуществляется через устройства для замера тяги, с помощью которых в данном случае подвешивают всю двигательную установку
или ракету в целом. На рис. 2 изображена схема, где двигатель соединен с подвеской четырьмя датчиками, предназначенными для замера тяги. Точек крепления может быть три или четыре.
Вектор тяги должен проходить по оси симметрии, определяемой
точками крепления двигателя или расположением датчиков. Обычно вектор тяги совпадает с геометрической осью сопла.
Рис. 2. Другая схема подвески
Тягоизмерителный стенд
Для изучения методов измерения тяги ракетного двигателя требуется тягоизмерительная установка, представленная на рис. 3. Это стенд с горизонтальными подвесками, состоящий из двигателя, закрепленного на подвижных опорах, которые практически исключают трение. Сам двигатель закреплен на стенде неподвижно, стенд крепится к опорам тремя элементами. Диаметр отверстий закрепляющих элементов равен 28 мм. Усилия, создаваемые при движении двигателя, фиксируются датчиком.
Рис. 3. Схема установки для измерения тяги ракетного двигателя
7. Датчики
Датчик, сенсор (от англ. sensor) - первичный преобразователь, элемент измерительного, сигнального, регулирующего или управляющего устройства системы, преобразующий контролируемую величину в удобный для использования сигнал. По принципу действия делятся: пьезометрические, тензометрические. Пьезоэлемктрики - диэлектрики, в которых наблюдается пьезоэффект, то есть те, которые могут либо под действием деформации индуцировать электрический заряд на своей поверхности (прямой пьезоэффект), либо под влиянием внешнего электрического поля деформироваться (обратный пьезоэффект). Тензометрический датчик (от лат. tensus - напряжённый) (тензодатчик) - это прибор для измерения деформации различных конструкций. Существует множество способов измерения деформаций: тензорезистивный, оптико-поляризационный, волоконно-оптический, или простым считыванием показаний с линейки механического тензодатчика. Среди электронных тензодатчиков, наибольшее распространение получили тензорезистивные датчики.
8. Относительная начальная масса и характеристическая скорость ракеты
Эти величины являются основными характеристиками ракеты как летательного аппарата. Относительная начальная масса представляет собой отношение начальной массы ракеты W к ее конечной массе после выгорания топлива w. Удельный импульс Isp зависит от конструктивного совершенства ракеты и эффективности ее двигателя; эти параметры определяют конечную скорость, которую развивает ракета. Характеристическая конечная скорость ракеты определяется по формуле Циолковского
Vb0 = (gIsp ln [W/w]) - (VLg + VLd + VLt) [5],
где VLg, VLd и VLt - потери скорости (определяемые из дополнительных уравнений), связанные с силой тяжести, сопротивлением атмосферы и меньшей силы тяги в атмосфере. Как видно из этой формулы, для повышения конечной скорости ракеты необходимо: 1) увеличивать относительную начальную массу (W/w) за счет облегчения конструкции; 2) увеличивать удельный импульс за счет применения более высокоэнергетического топлива; 3) снижать лобовое сопротивление за счет улучшения обтекания и уменьшения размеров ракеты. Однако из-за того, что полетное задание ракеты (особенно космической) изменяется от полета к полету, а в процессе полета внешние условия непрерывно изменяются, при проектировании ракеты приходится идти на компромиссы.
9. Тяга и удельный импульс тяги
Тяга двигателя F равна произведению давления [5], создаваемого истекающими газами, на площадь выходного сечения сопла, за вычетом силы давления окружающей среды на ту же площадь. Эффективность двигателя оценивается его удельным импульсом Isp, который имеет несколько различных единиц измерения. Одна из единиц представляет собой тягу, деленную на полный секундный расход топлива (w), т.е. Isp = F/w. Другая есть эффективная скорость истечения C, деленная на ускорение силы тяжести g, в этом случае Isp = C/g. Удельный импульс ракетного двигателя - отношение тяги ракетного двигателя к секундному массовому расходу рабочего тела (производная от импульса тяги по расходуемой массе в данном интервале времени). Выражается в Н*с/кг = м/с. На расчётном режиме
работы двигателя совпадает со скоростью реактивной струи. Энергетический показатель эффективности двигателя. Удельный импульс обычно выражают в секундах (в системе СИ Isp измеряется в Н*с/кг или м/с), и в этом случае его величина равна числу килограммов тяги, получаемой при сгорании одного килограмма топлива. Величина Isp зависит от ряда факторов, главным образом от энергии, выделяемой при сгорании топлива, и эффективности использования этой энергии в двигателе (например, короткое коническое сопло в вакууме будет менее эффективно, чем длинное и тщательно спрофилированное).
Суммарный импульс ракетного двигателя - основная характеристика ракетного двигателя. Суммарный (полный) импульс - произведение ср. значения тяги на время работы в Н*с. Удельный импульс РДТТ - отношение тяги к секундному массовому расходу рабочего тела в Н*с/кг = м/с; на расчётном режиме работы двигателя совпадает со скоростью реактивной струи; энергетический показатель эффективности двигателя.
Тягу можно рассчитать по известному давлению в камере сгорания, которое в свою очередь, также может быть рассчитано по известным условиям заряжания. Для расчета давления разработана программа в интегрировано среде программирования Delphi для заряда цилиндрической формы.
Рис. 4. Заряд цилиндрической формы.
10. Описание программы, рассчитывающей давление в камере сгорания
Для расчета давления в камере сгорания РДТТ использовались 5 обыкновенных дифференциальных уравнений [8]:
1. Уравнение горящего свода:
=U, e - толщина горящего свода, t-время, U - скорость горения.
2. Уравнение изменения свободного объема камеры:
3. Уравнение изменения температуры
4. Уравнение для давления в камере:
W - свободный объем, P - давление газов, - площадь критического сечения, b - ковалюм продуктов сгорания, k - отношение , ч - коэффициент тепловых потерь- плотность топлива, S - поверхность горения, ??- плотность газа, G - секундно-массовый расход, T - температура газа.
=, b=0, k=1,25, ч=0,9, G=
5. Уравнение состояния для продуктов сгорания
P(
Данная система уравнений описывает процессы в камере сгорания РДТТ в термодинамической постановке (не учитывается движение газа). Система уравнений численно интегрировалась методом Эйлера.
Разностные схемы:
1) Общие сведения.
Программа написана в среде программирования Delphi. Для запуска программы необходима операционная система Windows 98, Nt, 2000, Me, XP.
2) Функциональное назначение.
Программа может использоваться во всех организациях, где разрабатываются те или иные РДТТ, в том числе и в учебном процессе изучения внутренней баллистики РДТТ.
3) Используемые технические средства (минимальные требования).
Рекомендуемые системные требования: процессор Pentium-133 и выше, ОЗУ 16Мб, место на диске не меньше 2Мб.
4) Входные данные.
Задаются: t - расчетное время (с); D - внешний диаметр заряда (м); - диаметр критического сечения (м); d - внутренний диаметр заряда (м); L - длина заряда (м); W - свободный объем камеры сгорания (); U - скорость горения м/с.
5) Выходные данные.