Ракетно-прямоточные двигатели на твёрдых и пастообразных топливах. Основы проектирования и экспериментальной отработки

Сорокин В.А.
Яновский Л.С.

Козлов В.А.

Суриков Е.В. и др.

Ракетно-прямоточные

двигатели на

твёрдых и

пастообразных

топливах

МОСКВА

ФИЗМАТЛИТ ®

УДК 629.7.036.22.001(024)
ББК 68.52
О 75

А в т о р с к и й к о л л е к т и в :
С о р о к и н В. А., Я н о в с к и й Л. С., Ко з л о в В. А., Су р и к о в Е. В., Ш а р о в М. С.,
Ф е л ьд м а н В. Д., Ф р а н цк е в и ч В. П., Ж и в о т о в Н. П., Аб а ш е в В. М.,
Ч е р в а к о в В. В.

Ракетно-прямоточные двигатели на твёрдых и пастообразных топливах. Основы
проектирования и экспериментальной отработки. — М.: ФИЗМАТЛИТ, 2010. — 320 с. —
ISBN 978-5-9221-1239-0.

В книге изложены основы комплексного проектирования и экспериментальной отработки
интегральных ракетно-прямоточных двигателей (РПД) на твёрдых и пастообразных топливах.
Центральное место в книге занимают методы расчёта, проектирования и стендовой отработки
маршевых газогенераторов, узлов регулирования расхода топлива, прямоточных камер сгорания и стартовых ракетных двигателей. Приведены конструктивно-компоновочные схемы и
типовые узлы РПД.
Издание предназначено научным работникам и инженерам, занимающимся разработкой,
проектированием и испытаниями высокоскоростных летательных аппаратов и двигательных
установок на основе РПД на твёрдых и пастообразных топливах. Книга будет полезна
аспирантам и студентам старших курсов авиа- и ракетостроительных специальностей высших
технических учебных заведений.

ISBN 978-5-9221-1239-0

c⃝ ФИЗМАТЛИТ, 2010

c⃝ Коллектив авторов, 2010

ОГЛАВЛЕНИЕ

От авторов . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
6
Предисловие . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
8

Г л а в а 1. Конструктивно-компоновочные схемы интегральных ракетнопрямоточных двигателей на твердом и пастообразном топливах . . .. . .
10
1.1. Ракетно-прямоточные двигатели для ракет класса «поверхность–воздух»
15
1.2. Ракетно-прямоточные
двигатели
для
ракет
класса
«воздух–воздух»
и «воздух–поверхность» . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
23
1.3. Ракетно-прямоточные двигатели для артиллерийских снарядов и ракет
класса «поверхность–поверхность» . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
27
1.4. Проблемы и тенденции развития при создании РПД . .. . . . . . . . . . . . . . .
34

Г л а в а 2. Проектирование стартово-разгонных двигателей на твердых и
пастообразных топливах. . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
49
2.1. Типы стартово-разгонных ступеней . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
49
2.2. Расчет и проектирование РД со сбрасываемым соплом . .. . . . . . . . . . . . . .
58
2.3. Расчет и проектирование бессоплового РД. .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
75
2.4. Расчет и проектирование воспламенительных устройств, теплозащиты
и других систем РД . .. . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
83
2.4.1. Расчет и проектирование воспламенительных устройств . .. . . . . . . . . .
83
2.4.2. Выбор материалов корпусных узлов и деталей . .. . . . . . . . . . . . . . .. . .
87
2.4.3. Проектирование теплозащитных покрытий элементов конструкции . .. .
88
2.4.4. Проектирование топливных зарядов . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
96
2.4.5. Проектирование сопловых блоков
. .. . . . . . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . .
99

Г л а в а 3. Проектирование маршевых РПД на твердом и пастообразном
топливах . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
104
3.1. Твердые и пастообразные топлива РПД. .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
104
3.1.1. Твердые топлива . .. . . . . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
104
3.1.2. Пастообразные топлива . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
123

Оглавление

3.2. Расчет и проектирование газогенераторов РПДТ и РПДП . .. . . . . . . . . . .
128
3.2.1. Расчет поверхности горения заряда твердого топлива . . . . . . . . . . . . .
128
3.2.2. Расчет поверхности горения заряда пастообразного топлива . .. . . . . . .
133
3.2.3. Расчет характеристик рабочего процесса в газогенераторе . .. . . . . . . .
139
3.2.4. Расчет горения заряда и характеристик рабочего процесса в газогенераторе с учетом аэронагрева и аэроохлаждения . .. . . . . . . . . . . . . . . .. . .
143
3.2.5. Расчет и проектирование воспламенителя заряда, выбор материалов
стенок и теплозащиты газогенератора . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
150
3.2.6. Проектирование компенсаторов температурных усадок пастообразного
топлива . . . . . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
154
3.3. Расчет и проектирование регулятора расхода маршевого топлива РПД. .. .
170
3.3.1. Расчет проходных сечений регулятора расхода и определение закона
горения топлива . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. .. . . . . . . .
171
3.3.2. Оптимизация характеристик регулятора расхода топлива . .. . . . . . . . .
176
3.3.3. Определение массогабаритных характеристик регулируемого газогенератора . .. . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
187
3.4. Расчет и проектирование камер сгорания РПД . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . .
192
3.4.1. Факторы, влияющие на эффективность рабочего процесса . .. . . . . .. . .
193
3.4.2. Распространение газогенераторных струй в камере сгорания . .. . . .. . .
199
3.4.3. Эффективность смешения и горения в камере сгорания . .. . . . . . . . . .
208
3.4.4. Расчет тягово-экономических характеристик двигателя . .. . . . . . . . . .
238

Г л а в а 4. Экспериментальная отработка РПД на твердых и пастообразных топливах . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
242
4.1. Этапы и виды испытаний. .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . .. . .
242
4.2. Наземная стендовая отработка РПД . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
250
4.2.1. Исследование горения топлив в модельном газогенераторе РПД . .. . . .
250
4.2.2. Исследование газодинамики и смесеобразования в моделях камер сгорания РПД
. .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
255
4.2.3. Исследования по выбору геометрии тракта модельного двигателя и базовых режимов испытаний РПД . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
260
4.3. Огневые стендовые испытания РПД . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . . .
265
4.3.1. Стенд для наземных огневых испытаний . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
265
4.3.2. Методика проведения огневых испытаний и обработки экспериментальных данных . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .
268
Приложение. Энергоемкие компоненты твердых и пастообразных топлив . .
275
П.1. Металлы и неметаллы. Общая характеристика . .. . . . . . . . . . . . . . . . . .
275
П.2. Гидриды металлов. Общая характеристика . .. . . . . . . . . .. . . .. .. . . . . . . .
293
Список основных сокращений . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
306
Список литературы . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
307

Посвящается 80-летию Государственного научного
центра Российской Федерации ФГУП
«Центральный институт авиационного моторостроения
им. П.И. Баранова»
и 65-летию ОАО «Машиностроительное конструкторское
бюро «Искра» имени И.И. Картукова»

ОТ АВТОРОВ

К числу основных направлений развития тактического ракетного вооружения в настоящее время относится совершенствование двигательных установок
на базе ракетно-прямоточных двигателей (РПД) на твердых и пастообразных
топливах.
Особенностью этих типов двигателей является то, что они создаются
в качестве интегрированной с летательным аппаратом системы, что предопределяет методологию их комплексного проектирования и экспериментальной
отработки.
Точность результатов определения параметров рабочего процесса, геометрических и тягово-экономических характеристик и надежность создаваемых
РПД в значительной мере определяются степенью совершенства как теоретических основ и инженерных методов проектирования, так и экспериментальной отработки двигателей. Этот фактор и обусловливает необходимость
и актуальность постоянного развития научно-методического и инженерного
обеспечения проектно-конструкторских работ в области ракетно-прямоточных
двигателей на твердых и пастообразных топливах.
Коллективом авторов из ЦИАМ и МКБ «Искра» в 2006 г. была опубликована монография, посвященная разработке основ теории и математических
моделей как отдельных узлов, так и прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердых топливах в целом. Настоящая книга посвящена разработке методов комплексного проектирования и экспериментальной стендовой
отработки РПД на твердых и пастообразных топливах и является логическим
продолжением предшествующей монографии.
Книга написана, в основном, по опубликованным материалам авторов,
при этом ряд материалов заимствован из отечественных и зарубежных публикаций. Предисловие написано членом-корреспондентом Российской академии наук доктором технических наук профессором О. М. Алифановым, глава 1 — В. А. Сорокиным, Е. В. Суриковым, М. С. Шаровым, Н. П. Животовым,
В. М. Абашевым, В. В. Черваковым, Л. С. Яновским, глава 2 — В. А. Сорокиным, В. П. Францкевичем, В. М. Абашевым, В. В. Черваковым, Н. П. Животовым, М. С. Шаровым, глава 3 — В.А. Сорокиным, В. П. Францкевичем,
Н. П. Животовым, В. А. Козловым, В. Д. Фельдманом, Л. С. Яновским, глава 4 — Е. В. Суриковым, М. С. Шаровым, В. А. Сорокиным, В. П. Францкевичем. При написании книги авторский коллектив широко практиковал
взаимные консультации.
Общее редактирование книги осуществлялось членом-корреспондентом
Российской академии наук, академиком Российской академии ракетных и артиллерийских наук, доктором технических наук профессором Ю. М. Милехиным и Лауреатом премии правительства РФ в области науки и техники,
кандидатом технических наук В. А. Сорокиным.

От авторов
7

Авторы выражают глубокую благодарность коллективу кафедры «Ракетные двигатели» Московского государственного технического университета
им. Н. Э. Баумана (зав. кафедрой — доктор технических наук профессор
Д. А. Ягодников); и заместителю генерального директора — главному конструктору ФГУП «НИИПМ» заслуженному деятелю науки и техники РФ,
доктору технических наук профессору Г. Н. Амарантову за большую работу
по рецензированию рукописи.
Авторы выражают признательность сотруднику ОАО ТМКБ «Союз» кандидату технических наук В. Я. Хилькевичу за помощь в подготовке материалов по расчету и проектированию стартовых и маршевых двигателей,
ветерану труда ЦИАМ, старшему научному сотруднику, кандидату технических наук В. К. Верхоломову за помощь в предоставлении методических
материалов и консультации, а также сотрудникам ЦИАМ Л. Н. Смирновой
и А. А. Булатовой и сотруднику МКБ «Искра» М. А Тихомирову. за помощь
в проведении расчетов и подготовке материалов книги к опубликованию.

Предисловие

В последние годы в нашей стране и за рубежом возрос интерес к комбинированным двигательным установкам (КДУ) на основе ракетно-прямоточных
двигателей (РПД) на твердых и пастообразных топливах для ракет с внутриатмосферной зоной эксплуатации. В этих двигателях благодаря интеграции
могут быть наилучшим образом реализованы преимущества ракетных двигателей в стартово-разгонной ступени и высокие экономические показатели РПД в маршевой ступени.
Развитие РПД на твердых и пастообразных топливах может быть реализовано путем совершенствования конструктивно-компоновочных схем, топлив,
конструкционных и теплозащитных материалов, организации эффективного
рабочего процесса в маршевых газогенераторах и камерах сгорания и др.
в обеспечение максимальной дальности полета ракет.
Многообразие схем и конструктивных элементов РПД, применяемых
твердых и пастообразных топлив вызывает необходимость выявления областей их эффективного применения. Сложность задач расчета и проектирования интегральных регулируемых РПД на твердых и пастообразных топливах
связана с неполнотой и, в значительной мере, неопределенностью исходных
данных, которые предстоит определить и конкретизировать в ходе разработки
двигателя в составе ракеты. По этой причине в книге большое внимание
уделяется как методам расчета и проектирования отдельных узлов, систем
и двигателя в целом, так и методологии их экспериментальной стендовой
отработки.
Данная книга в значительной мере восполняет существующий в течении
ряда десятилетий в отечественной и зарубежной литературе пробел в освещении и решении вопросов конструкции, проектирования и отработки РПД
на твердых и пастообразных топливах. Книга является естественным продолжением монографии «Интегральные прямоточные воздушно-реактивные
двигатели на твердых топливах», опубликованной в издательстве «Академкнига» в 2006 г. коллективом авторов из ЦИАМ им. П. И. Баранова и МКБ
«Искра», которая была посвящена основам теории и расчета интегральных
прямоточных воздушно-реактивных двигателей твердотопливных (ИПВРДТ).
Книга состоит из четырех глав и приложения. Глава 1 посвящена рассмотрению конструктивно-компоновочных схем РПД на твердых и пастообразных топливах для тактических ракет различных классов. В ней рассматриваются ключевые проблемы и этапы комплексного проектирования РПД.
В главе 2 рассматриваются вопросы проектирования стартово-разгонных

Предисловие
9

ракетных двигателей как на твердых, так и на пастообразных топливах.
Глава 3 посвящена проектированию маршевых РПД. В ней описаны свойства
твердых и пастообразных топлив и методология их выбора, даны методы
расчета и проектирования маршевых газогенераторов, регуляторов расхода топлива и прямоточных камер сгорания. Приводится методика расчета
тягово-экономических характеристик двигателя. Глава 4 посвящена методологии экспериментальной стендовой отработки интегральных РПД на твердых и пастообразных топливах. Рассматриваются вопросы отработки топлив
и рабочих процессов на модельных зарядах, в модельных газогенераторах
и двигателях. Дана методика проведения огневых испытаний двигателя и обработки экспериментальных данных. В Приложении приводятся сведения
об энергоемких компонентах твердых и пастообразных топлив: металлах,
неметаллах, гидридах металлов.
Авторский коллектив включает в себя ведущих специалистов ЦИАМ,
МКБ «Искра», МАИ и ФЦДТ «Союз», имеющих многолетний опыт в области
разработок топлив, исследования рабочего процесса ИРПД, конструкции
и проектирования ракетных и ракетно-прямоточных двигателей на твердых
и пастообразных топливах; принимавших непосредственное участие в разработке, проектировании, экспериментальной отработке и последующей модернизации ДУ ряда ракет.

Материал, изложенный в книге, безусловно, будет полезен как специалистам, так и студентам старших курсов аэрокосмических и ракетноартиллерийских специальностей высших технических учебных заведений.

Член-корреспондент Российской академии наук доктор технических наук
профессор

О. М. Алифанов

Г л а в а 1

КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ

ИНТЕГРАЛЬНЫХ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЕРДОМ И ПАСТООБРАЗНОМ

ТОПЛИВАХ
Опережающее развитие ракетного вооружения является радикальным
средством
повышения
эффективности
авиационных
боевых
комплексов,
зенитно-ракетных систем и артиллерийских комплексов, играющих определяющую роль в локальных конфликтах современности.
Отсутствие возможности радикального совершенствования ракетного вооружения за счет модернизации широко применяемых ракетных двигателей
на твердом топливе (РДТТ), которые практически достигли предела своего
совершенствования, привлекает особое внимание к двигательным установкам, энергетические возможности которых могут быть улучшены за счет
использования атмосферного воздуха [1.1]. Наиболее перспективными для
высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) с внутриатмосферной зоной
эксплуатации являются двигательные установки (ДУ) на основе прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), в т.ч. ракетно-прямоточных
двигателей на твердом (РПДТ) и пастообразном (РПДП) топливах.
При сравнительной простоте РПД имеют высокие значения удельного
импульса в широком диапазоне высот и скоростей полета, что позволяет при
обеспечении высоких скоростей иметь, при определенных условиях полета,
в 1,5–2 раза большую дальность полета по сравнению с использованием
РДТТ (рис. 1.1).

Рис. 1.1.
Баллистические характеристики ракеты (высота H и относительная дальность
полета Д): – – – — штатный РДТТ, —— — перспективный РПД

Гл. 1. Конструктивно-компоновочные схемы интегральных РПД
11

В отличие от РДТТ РПД имеет камеру сгорания, в которую из воздухозаборного устройства (ВЗУ) поступает воздух, а из газогенератора (ГГ) с
твердым (ТТ) или пастообразным (ПТ) топливом — высокоскоростные потоки продуктов первичного сгорания. Создавая определенный эжекционный
эффект в камере сгорания, продукты первичного сгорания дожигаются в воздухе. РПД является комбинированным двигателем, в котором реализован
рабочий процесс как в газогенераторе, так и в камере сгорания. При этом
газогенератор представляет собой автономный ракетный двигатель, в котором
сопловые отверстия играют роль распределительного устройства для продуктов первичного сгорания.
На рис. 1.2 приведена типичная схема ракеты с РПД на твердом топливе.

Рис. 1.2. Схема ракеты с регулируемым ракетно-прямоточным двигателем на твердом топливе: 1 — носовой модуль, 2 — двигательный отсек, 3 — ВЗУ, 4 — переходный канал,
5 — агрегаты управления в гаргротах за ВЗУ, 6 — твердотопливный газогенератор, 7 — узел
регулирования расхода продуктов сгорания, 8 — стартовый РДТТ (прочноскрепленный заряд
ТРТ в камере сгорания РПД), 9 — заглушки ВЗУ на стартовом режиме, 10 — стартовое
сопло, 11 — маршевое сопло, 12 — воспламенитель газогенератора, 13 — воспламенитель
стартового РДТТ

К числу достоинств РПД относится тот факт, что РПД, как ПВРД,
обладает высокой устойчивостью рабочего процесса по отношению к «богатому» и «бедному» срывам пламени. Существенный недостаток РПД связан
с отсутствием или недостаточной эффективностью двигателя при нулевой
и малых скоростях полета, а также на больших высотах полета. Данный
недостаток преодолевается за счет разгона двигателя в составе изделия носителем, специальным разгонным устройством или стартово-разгонной ступенью, роль которой обычно выполняет РДТТ. В артиллерийских системах
активно-реактивный снаряд c РПД разгоняется пушечным выстрелом.

Гл. 1. Конструктивно-компоновочные схемы интегральных РПД

Если стартово-разгонная ступень размещается в камере сгорания РПД,
то такие РПД называют интегральными (ИРПД), или комбинированными
(КРПД). Такое размещение стартовой ступени обычно обусловливается жесткими ограничениями на габаритно-массовые характеристики двигательной
установки.
В ПВРД, наряду с маршевым твердым топливом, принципиально может применяться и пастообразное топливо (ПТ). При этом основным типом маршевой ступени может быть либо РПД с первичной газификацией
в газогенераторе, выносом продуктов газификации в камеру сгорания и их
дожиганием в потоке воздуха, либо ПВРД открытой схемы с вытеснением
ПТ из коаксиального перфорированного бака в камеру сгорания. Отметим,
что реализация ПВРД открытой схемы на пастообразном топливе достаточно
проблематична, и наибольший практический интерес представляет РПДП. На
рис.1.3 приведена типичная конструктивная схема РПДП.

Рис. 1.3. Конструктивная схема РПД на пастообразном топливе (РПДП)

Двигательная установка (рис. 1.3) состоит из газогенератора маршевой ступени (1), стартового ракетного двигателя на пастообразном топливе (РДПТ) (2), камера которого одновременно является камерой сгорания
маршевой ступени (6), соединенных переходным отсеком (8), и воздухозаборного устройства (3). Герметичность стыков «газогенератор–переходный
отсек–камера» обеспечивается при помощи резиновых уплотнительных колец.
В переходном отсеке установлен регулятор расхода маршевого топлива (7).
Сопловой блок РПДП состоит из маршевого сопла (5) и стартового (сбрасываемого) сопла (4) с размещенным в нем воспламенительным устройством
(ВУ) (10) стартового двигателя (СД). СД состоит из обечайки с нанесенным на внутреннюю поверхность ТЗП, в передней части которой выполнены
окна (9) для подачи воздуха из ВЗУ, соплового блока и компенсатора температурных усадок (КТУ) стартового заряда. В состав КТУ входят пружина
и поршень. Газогенератор состоит из обечайки, переднего днища, комбинированного ТЗП и заряда ПТ с системой КТУ; для воспламенения заряда на задней стенке установлен торовый пиротехнический воспламенитель (11). Вход
воздуха из ВЗУ в камеру сгорания организован в передней ее части через
специальные окна. ВЗУ крепятся к камере сгорания с помощью фланцевого
соединения.
Порядок работы РПДП аналогичен работе РПДТ: ВУ поджигает заряд СД; после выгорания стартового заряда по команде системы управления