В начальной части топливного заряда горящая поверхность образована центральным цилиндрическим каналом, затем следует кольцевая поперечная щель и снова — осевой круглый канал, переходящий в расширяющееся коническое отверстие. Упомянутая щель выполняет двоякую роль: компенсирует температурные напряжения, возникающие при изменении условий хранения РДТТ, и обеспечивает надлежащий характер изменения тяги: в первые 11 с работы она неравномерно возрастает с 21 до 30 кН, а в последующие 19 с плавно снижается. Среднее (за время работы) значение давления в камере РДТТ составляет 5,3 МПа.
Истекая из сопла, продукты сгорания развивают удельный импульс 2805 м/с. Сопло крепится к корпусу через теплоизолированный фланец из алюминиевого сплава. Горловина сопла образована графитовым кольцом, а расширяющаяся часть — конической оболочкой из нержавеющей стали (толщина 0,25 мм), защищенной изнутри графитовой тканью (на начальном участке) и кремнийфенольным материалом.
Корпус двигателя FW-4 защищен от прогара слоем теплоизоляции из бутадиеннитрильного каучука, наполненного окисью кремния. Сам же корпус с толщиной цилиндрической стенки 2 мм изготовлен из стеклопластика, т. е. материала на основе стеклянных волокон и полимерного связующего компонента (в данном случае эпоксидной смолы), И в этом примечательная особенность FW-4 по сравнению с рассмотренными ранее двигателями SRM и UA-1205.
Наиболее распространенный способ изготовления стеклопластиковых корпусов состоит в намотке непрерывной стеклоленты, пропитанной смолой, на вращающуюся оправку. Намотанная конструкция подвергается термоотверждению, после чего оправка извлекается из корпуса; с этой целью она делается либо разборной, либо разрушаемой (например, из гипса). Применение в РДТТ пластиковых корпусов связано с необходимостью решения ряда специфических проблем, одной из которых является значительное изменение геометрических размеров конструкции при нагружении ее рабочим давлением, что объясняется повышенной (по сравнению с металлами) деформацией пластиков.
При испытаниях FW-4 обнаружилась, например, следующая проблема, специфичная для этого двигателя. Непосредственно перед запуском маршевого РДТТ четвертая ступень РН «Скаут» раскручивается (при помощи упомянутых выше вспомогательных РДТТ) до 120–160 об/мин с целью ее стабилизации. Некоторые полезные грузы не отделяются от ступени, и если после окончания работы маршевого РДТТ включается механизм замедления вращения Полезного груза, корпус двигателя подвергается дополнительным нагрузкам. Стендовые испытания первых образцов FW-4 с имитацией вращения показали, что эти нагрузки могут вызвать расслоение стеклопластиковых корпусов, образованных внутренним слоем спиральной намотки и внешним слоем поперечной (кольцевой) намотки. Поэтому корпуса стали изготавливать, чередуя ту и другую намотки.
Армированные пластики широко применяются в качестве конструкционного материала для корпусов современных космических РДТТ. По сравнению с металлическими пластиковые корпуса имеют меньшую массу, что объясняется более высокой удельной прочностью пластиков. Этот параметр определяется как отношение прочности на растяжение к плотности материала. До введения Международной системы единиц (СИ) вместо плотности использовался удельный вес, и в этом случае указанный параметр имел размерность длины. Так вот в этой прежней размерности удельная прочность сталей, используемых в двигателях SRM и UA-1205, составляет 20 км, а стеклопластика, применяемого в FW-4, — около 50 км.
Современное технологическое оборудование позволяет изготавливать пластиковые корпуса без каких-либо разъемов, как одно целое, и обеспечивает стабильность их характеристик. Намоткой волокон под различными углами и подбором надлежащего числа волокон в определенных местах достигается равнопрочность конструкции изготавливаемого корпуса. Все это позволяет в максимальной степени использовать высокие прочностные свойства пластиков.
Благодаря высокой производительности технологических процессов и сравнительно невысокой стоимости исходных материалов корпуса РДТТ из стеклопластика (именно этот пластик нашел наибольшее применение) получаются не намного дороже металлических корпусов. В первую очередь пластики выгодно использовать для двигателей верхних ступеней РН и аппаратов, работающих в космосе, где снижение массы конструкции дает максимальное приращение массы полезного груза.
Завершая описание двигателей РН «Скаут», следует отметить, что 3 июня 1979 г. состоялся 100-й пуск этой ракеты. К этому времени успешно осуществлялись 95 пусков, в том числе 37 подряд (в период 1967–1975 гг.). Последний показатель является рекордным для зарубежных РН.
Кроме США, полностью твердотопливные космические РН созданы также в Японии и Индии. С 1974 г. в Японии используются различные варианты трехступенчатых РН серии «Мю». Их особенностью является наличие на первой ступени навесных твердотопливных ускорителей, которые в течение короткого времени создают тягу, дополнительную к тяге основного РДТТ. В качестве примера укажем характеристики двигателей для одного из вариантов РН серии «Мю» (со стартовой массой 42 т): тяга основных РДТТ (в соответствии с очередностью включения) — 867, 279 и 57 кН, время работы — соответственно 61, 69 и 53 с. В данной РН используется 8 ускорителей диаметром 0,3 м и тягой по 95 кН, работающих в течение 8 с.
Таким образом, стартовая тяга РН составляет почти 1630 кН и РН стартует с ускорением около 4 g. В последние годы на первых двух ступенях РН серии «Мю» применяются маршевые РДТТ, снабженные системами управления вектором тяги (в частности, используется ввод жидкости в сопло); третья ступень стабилизируется вращением. РН имеют высоту до 25 м при максимальном диаметре корпуса 1,4 м (без учета ускорителей); стартовая масса превышает 50 т.
Аналогом первоначального варианта ракеты «Скаут» стала твердотопливная РН, созданная недавно в Индии. Эта четырехступенчатая ракета имеет высоту 23 м при максимальном диаметре корпуса 1 м. При стартовой массе 17 т она должна выводить 40 кг полезного груза на околоземную орбиту высотой 400 км. Запуск этой РН, произведенный в августе 1979 г., был неудачным.
РДТТ космических аппаратов. В первую очередь рассмотрим твердотопливные двигатели, широко применяющиеся для создания конечного разгонного импульса при выводе КА на околоземные орбиты, достижение которых требует больших энергетических затрат, и на межпланетные траектории. Например, большинство геостационарных ИСЗ, запущенных к настоящему времени, оснащалось неотделяемыми РДТТ, входящими непосредственно в конструкцию космического аппарата.
Ранее мы рассмотрели последовательность операций при запуске геостационарного спутника, ограничившись моментом прекращения работы последней ступени РН и соответственно выходом ИСЗ на переходную геостационарную орбиту. Попробуем теперь рассчитать характеристики бортового РДТТ спутника, если из расчета траектории полета известно, что для совершения окончательного маневра ИСЗ необходимо сообщить дополнительную скорость ΔV ≈ 1840 м/с. Соответствующий разгонный импульс создается в апогее переходной орбиты, и в этом случае бортовой РДТТ называют апогейным.
Зададимся дополнительно следующими исходными данными: масса ИСЗ в момент отделения от ракетной ступени 1000 кг, удельный импульс РДТТ (Iy) 2850 м/с, запас твердого топлива 90 % суммарной массы РДТТ. Воспользуемся известной формулой Циолковского, которую запишем для нашего случая в виде: ΔV = Iyln[(МТ + МК + МПГ)/(МК + МПГ)], где МТ — масса топлива, МК — масса конструкции РДТТ, МПГ — масса полезного груза (т. е. спутника без учета РДТТ). Подставляя в эту формулу исходные данные, получим следующие (округленные) величины (в килограммах): МТ = 465, МК = 50, МПГ = 485 (сумма этих чисел составляет 1000). Перемножив далее значения МТ и Iy, получим полный импульс тяги РДТТ: 1325 кН с.
В принципе эту величину можно реализовать как за счет кратковременного действия большой тяги, так и при длительном действии малой тяги. При выборе конкретных параметров РДТТ необходимо учесть допустимые перегрузки на конструкцию всего КА и его отдельных элементов, а также баллистические характеристики применяемого твердого топлива, влияние давления в камере сгорания на массу конструкции, на габариты и удельный импульс и т. д. В конечном счете характерное время работы для бортового РДТТ получается равным порядка 40 с, что при указанном выше значении полного импульса соответствует усредненной (за время работы) тяге ~30 кН. Эти параметры того же порядка, что и для двигателей верхней ступени РН «Дельта», которые рассматривались нами в соответствующем разделе.
По устройству и внешнему виду РДТТ космических аппаратов также не отличаются от двигателей верхних ступеней РН. Так что те и другие РДТТ вполне можно отнести к одному классу двигателей, тем более что твердотопливные верхние ступени в большинстве своем включаются после сообщения им первой космической скорости, т. е. сами по себе могут считаться космическими аппаратами. Сюда же относятся РДТТ разгонных блоков — унифицированных ракетных ступеней, которые также включаются на околоземных орбитах и могут использоваться в составе различных РН как для запуска ИСЗ, так и для разгона автоматических межпланетных станций.
В частности, в разгонных блоках широко применялись уже известные нам двигатели типа «Стар-37», Именно они использовались при запусках межпланетных КА «Вояджер», о чем шла речь на стр. 38. Начальная масса разгонных блоков составляла 1,22 т с учетом 1060 кг твердого топлива, после израсходования которого скорость КА увеличивалась на 2 км/е. Указанные блоки стабилизировались при помощи микродвигателей, работавших на жидком монотопливе (гидразине),