11.5. ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ПОСЛЕДНИХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

Твердотопливная двигательная установка межорбитального буксира предназначенного для перевода 2500 кг полезной нагрузки с низкой околоземной орбиты на геостанционарную, состоит из двух двигателей: крупного РДТТ нижней ступени с 9700 кг топлива и РДТТ меньших размеров верхней ступени с 2720 кг топлива. На рис. 147, а схематически показана конструкция такого двухступенчатого разгонного летательного аппарата, оснащенного 2 сферическими РДТТ (диаметром 2,337 м и 1,60 м соответственно). Меньший двигатель имеет сопло с раздвижным выходным раструбом. К нему, как и к другим элементам конструкции, предъявляется требование высокой надежности вследствие большой стоимости полезной нагрузки; другое требование — малые полетные ускорения (меньше 5g), что связано с относительно продолжительным временем горения. На рис. 147,б показана конструкция большего двигателя (меньший двигатель имеет аналогичную конструкцию), а в табл. 21 приведены основные параметры обоих двигателей.

Корпус изготовлен из композиционного материала на основе кевлара. Кевлар — это высокопрочное синтетическое органическое волокно, содержание которого в композите составляет 60—65%. Топливо содержит 86% твердых компонентов, включая 18% и связующее на основе . Баллистические характеристики топлива (скорость горения, температурная

Рис. 147. (см. скан) Схема штатного двухступенчатого межорбитального буксира и сферический первой ступени МБ (б) (размеры в мм)

чувствительность) регулируются выбором соответствующего размера частиц ПХА и использованием при необходимости катализаторов горения.

Узлы сопла — входной участок и горловина — изготовлены из композитов с углеродной матрицей, армированной

Таблица 21. (см. скан) Параметры РДТТ МБ IUS [186]

углеволокном, сплетенным по типу (объемная пряжа), а выходной раструб — по типу Для регулирования вектора тяги выбрана относительно новая конструктивная схема «техрол» (рис. 148) — система подвески сопла, состоящая главным образом из заполненной силиконовым маслом кольцевой камеры, которая является промежуточным звеном между соплом и неподвижной опорой. Преимущества такой схемы заключаются в том, что для регулирования вектора тяги требуются небольшие

Рис. 148. Техрол — промежуточный узел системы регулирования вектора тяги двигателя [20].

1 - прижимной кольцевой желоб из титана; 2 — титановый картер; 3 — неопреновая камера-уплотнение (армированная двумя слоями кевлара); 4 — силиконовое масло; 5 — титановый бандаж; 6 — металлический сердечник; 7 — термоизолирующий кожух из синтетического каучука (витона); 8 — алюминиевый кольцевой хвостовик соплового раструба; 9 — силиконовая смазка; 10 — резиновый противопыльный кожух.

(кликните для просмотра скана)

крутящие моменты и допускаются большие углы отклонения выхлопной струи (до 7°, см. рис. 149).

Рассматриваемые РДТТ успешно прошли достаточно много (29) стендовых испытаний. Полетный двухступенчатый двигатель в сборке РН «Титан в июне 1982 г. был использован для выведения на геосинхронную орбиту двух спутников ВВС США. При первом полете в составе системы «Спейс Шаттл» в апреле 1983 г. возникли неполадки во второй ступени, и спутник не вышел на запланированную орбиту (она была достигнута после отделения спутника от межорбитального буксира и использования собственного топливного запаса, предназначенного для маневрирования и управления положением на орбите). После экспертизы [20] выяснилось, что неполадки были вызваны перегревом уплотнения, и были проведены соответствующие усовершенствования конструкции. Следующий запуск в январе 1985 г. спутника военного назначения с борта ВКС «Спейс Шаттл» оказался успешным.

Другие подобные разработки в области РДТТ включают различные комбинации второй ступени (изготовитель — фирма «Юнайтед текнолоджис») с космическими РДТТ фирмы «Мортон Тиокол» (используемыми в качестве ускорителей полезных нагрузок, транспортируемых на ВКС «Спейс Шаттл») [124]. Наиболее перспективной из текущих программ является разработка фирмой «Мортон Тиокол» усовершенствованного космического На рис. 150 схематически показана конструкция двигателя который имеет диаметр 1,6 м, содержит 3265 кг топлива и совместим со второй ступенью двигателя МБ IUS. В нем используется высокоэнергетическое высокоплотное топливо, специально предназначенное для вращающихся РДТТ. В рецептуре этого топлива, состоящего на 90% из твердых компонентов и связующего на основе ПБКГГ/ЦТМТН, отсутствует пластификатор, и оно обладает высокой стабильностью как в вакууме, так и при атмосферных условиях. Двигатель снаряжается зарядом ТРТ с торцевым горением и допускает заполнение объема камеры топливом на 93%. Он имеет корпус из высокопрочного кевлара, уникальный легкий утилизируемый воспламенитель, шарнирную систему управления вектором тяги с усовершенствованными приводами и сопло с раздвижным раструбом. Развернутое сопло имеет степень расширения 150, а если добавляется раздвигаемый газом ниобиевый сопловой насадок, то степень расширения возрастает до 241. Номинальное время горения составляет 119 с, а средняя тяга — приблизительно 83,2 кН. Инертные элементы двигателя, включая приводы дублированной системы регулирования вектора тяги и системы безопасности, весят 237 кг.

Рис. 151. Стабилизируемый вращением космический РДТТ PAM-DII [116]. Масса топлива 3250 кг, коэффициент заполнения корпуса 0,93. 1 — топливо на основе ПБКГГ/ЦТМТН, торцевое горение; 2 — корпус из кевлар-эпоксидного композита; 3 — алюминиевые шпангоуты; 4 — углерод-фенольный раструб сопла; 5 — закрепленное сопло; 6 — слоистый воспламенитель.

Стабилизируемый вращением двигатель обозначаемый (рис. 151), был применен ВВС США для перевода спутника орбитальной геодезической системы с орбиты ВКС «Спейс Шаттл» на более высокую орбиту.

Аналогичную функцию выполняет западноевропейский двигатель MAGE-2 [43], который перевел ряд телекоммуникационных спутников, запущенных с помощью РН «Ариан», на геостационарную орбиту, сообщив им приращение скорости Он вмещает топлива на основе ПБККГ, содержащего 88% твердых компонентов, включая 18% и обеспечивает