Проектирование и отработка ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе

Проектирование и отработка  
ракетно-прямоточных двигателей  
на твердом топливе 

Под общей редакцией 
доктора технических наук В.А. Сорокина 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

 
 
 

 

УДК 629.7.036.22.001 
ББК 68.52 
 
П79 

Издание осуществлено при частичной поддержке  
гранта РНФ № 15-11-30012 

 
Авторы: 
В.А. Сорокин, Л.С. Яновский, Д.А. Ягодников,  
В.П. Францкевич, Е.В. Суриков, В.В. Разносчиков,  
Н.Н. Захаров, М.А. Тихомиров, М.С. Шаров 
 
Рецензенты: 
д-р техн. наук, проф. А.А. Шишков; 
ст. науч. сотр. НИИЦ Военной академии РВСН имени Петра Великого, 
чл.-корр. РАРАН, д-р техн. наук, проф. В.Ю. Мелешко 
 

 
 
Проектирование и отработка ракетно-прямоточных двигате- 
П79  лей на твердом топливе: учебное пособие / [В. А. Сорокин и др.] ; под 
  
общ. ред. доктора технических наук В. А. Сорокина. Москва : Изда- 
  
тельство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2016. — 317, [3] с. : ил.  

ISBN 978-5-7038-4579-0 

Приведены основы расчета характеристик ракетно-прямоточных двигате-
лей на твердом топливе и их узлов, позволяющих выполнять основные термо-
динамические, газодинамические, тепловые и прочностные расчеты для выбо-
ра конструктивной схемы и основных размеров ракетно-прямоточных двига-
телей на твердом топливе. 
Для студентов старших курсов и аспирантов авиа- и ракетостроительных 
специальностей высших технических учебных заведений, научных работников 
и инженеров, занимающихся разработкой, проектированием и испытаниями 
высокоскоростных летательных аппаратов и двигательных установок на осно-
ве ракетно-прямоточного двигателя на твердом топливе. 
 

 
 УДК 629.7.036.22.001 
 
 ББК 68.52 

 

В оформлении обложки использованы материалы, предоставленные авторами. 
 
 

 
© Оформление. Издательство  
ISBN 978-5-7038-4579-0 
 
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016 

Оглавление 

Предисловие ..................................................................................................................   
5 
Список основных сокращений  .....................................................................................  
7 

Глава 1. Основы проектирования прямоточных воздушно-реактивных  
двигателей на твердом топливе в составе летательных аппаратов  ..................  
9 
1.1. Математическое моделирование ракетно-прямоточного двигателя  
в составе ракеты ...................................................................................................  12 
1.2. Методология оптимизации облика силовой установки с ракетно-прямо- 
точным двигателем на твердом топливе в составе ракеты  ..............................  38 
1.3. Конструкция ракетно-прямоточного двигателя на твердом топливе .............  40 

Глава 2. Проектирование стартово-разгонных двигателей  
авиационных ракет ......................................................................................................  64 
2.1. Типы стартово-разгонных двигателей ...............................................................  64 
2.2. Внутрибаллистические характеристики бессоплового стартового  
двигателя  ..............................................................................................................  70 
2.3. Влияние деформации заряда на внутрибаллистические характеристики  
бессоплового двигателя .......................................................................................  76 
2.4. Тяговые характеристики бессоплового двигателя ............................................  78 
2.5. Энергетические характеристики бессоплового двигателя. Расчет  
импульса тяги БСРД ............................................................................................  79 
2.6. Оценка погрешностей расчета характеристик бессоплового двигателя .........  80 
2.7. Расчет предельных характеристик бессоплового двигателя  ...........................  85 

Глава 3. Проектирование воздухозаборных устройств двигателей  
авиационных ракет ......................................................................................................  87 
3.1. Компоновка воздухозаборного устройства на ракете ......................................  87 
3.2. Газодинамические характеристики воздухозаборных устройств ...................  89 
3.3. Основы проектирования воздухозаборных устройств .....................................  111 

Глава 4. Проектирование маршевых двигателей авиационных ракет ..............  131 
4.1. Проектирование газогенератора маршевого двигателя  ...................................  131 
4.2. Устройство регулирования расхода и распределения продуктов  
газогенерации топлива ........................................................................................  147 
4.3. Расчет характеристик рабочего процесса маршевого двигателя .....................  171 
4.4. Высотно-скоростные и тягово-экономические характеристики  
двигателя  ..............................................................................................................  174 

Оглавление 

 

Глава 5. Регулирование рабочего процесса в ракетно-прямоточных  
двигателях на твердом топливе .................................................................................  179 
5.1. Переход от стартового режима работы силовой установки к маршевому .....  179 
5.2. Возникновение колебаний потока и конструкции в процессе работы  
двигателя  ..............................................................................................................  180 
5.3. Система автоматического регулирования расхода маршевого топлива .........  184 

Глава 6. Расчет теплового состояния и прочности элементов конструкции  
ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе .......................................  194 
6.1. Расчет теплообмена элементов конструкции двигателя ..................................  195 
6.2. Прочность элементов конструкции ракетно-прямоточного двигателя 
на твердом топливе с учетом аэродинамического нагрева и внешних  
нагрузок ................................................................................................................  201 

Глава 7. Оценка срока службы ракетно-прямоточных двигателей  
на твердом топливе ......................................................................................................  230 

Глава 8. Системы автоматизации проектирования ракетно-прямоточных  
двигателей на твердом топливе .................................................................................  237 
8.1. Система автоматизации проектирования КОМПАС ........................................  239 
8.2. Система автоматизации проектирования AutoCAD .........................................  241 
8.3. Система автоматизации проектирования SolidWorks ......................................  243 
8.4. Система автоматизации проектирования CATIA .............................................  247 
8.5. Использование пакетов САПР при расчете заряда твердого ракетного  
топлива  .................................................................................................................  254 

Литература ......................................................................................................................  257 
Приложение 1. Характеристики продуктов сгорания стартового и маршевого  
топлив РПДТ ..................................................................................................................  260 
Приложение 2. К определению геометрических характеристик поверхностей  
сжатия ВЗУ .....................................................................................................................  264 
Приложение 3. Характеристики регулируемого газогенератора на твердом  
топливе ............................................................................................................................  307 
 

 

Предисловие 

В ранее опубликованном авторами учебнике «Конструкция и проек-

тирование комбинированных ракетных двигателей на твердом топливе» 
(М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014) была изложена методология 
расчетно-конструкторской разработки ракетно-прямоточных двигателей на 
твердом топливе различных (возможных) схем с обоснованием выбранных 
массогабаритных параметров ДУ и ее составных агрегатов на этапе техничес-
кого предложения (аванпроекта). В упомянутом учебном пособии были при-
ведены основы расчета характеристик двигателей и их узлов (дроссельных 
характеристик воздухозаборных устройств, высотно-скоростных и тягово-
экономических характеристик, прочности основных силовых агрегатов кон-
струкций в условиях аэродинамического и внутреннего нагрева и др.), по- 
зволяющих выполнять основные термодинамические, газодинамические, 
тепловые и прочностные расчетные исследования в обоснование выбора кон-
структивной схемы и основных размеров ракетно-прямоточных двигателей 
на твердом топливе. 

Для выбора компоновки ракетно-прямоточных двигателей на твердом топ-

ливе, удовлетворяющей требованиям технического задания, были рассмотрены 
конструктивные схемы двигательной установки, различающиеся формой, ко-
личеством и местом расположения ВЗУ и других устройств, на примере ракет 
класса воздух–воздух, к которым предъявляют наиболее жесткие требования 
по массогабаритным характеристикам и условиям эксплуатации. 

В настоящем учебном пособии, задуманном авторами как логическое 

продолжение предшествующего, изложена теория и методология конструи-
рования ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе на этапе эс-
кизного проектирования. На этом этапе, как известно, разрабатывают кон-
структорские документы, совокупность которых определяет конструкцию 
двигателя и является основой для создания впоследствии рабочей конструк-
торской документации. 

На примере ракетно-прямоточного двигателя на твердом топливе для раке-

ты класса воздух–воздух выполнены оптимизационные расчеты двигателя в 
качестве стартово-разгонной ступени. С помощью полученных характеристик 
найдены минимальная масса снаряженной силовой установки и геометриче-
ские параметры стартового двигателя, что позволяет сформировать техниче-
ский облик ракетно-прямоточного двигателя на твердом топливе. Для бес-
соплового стартового двигателя определены параметры рабочего процесса при 
заданных геометрических размерах и параметрах состава твердого топлива.  

Предисловие 

 

Рассчитаны параметры воздухозаборного устройства, спроектирована 
маршевая ступень ракеты, регулируемый газогенератор и вычислены пара-
метры его рабочего процесса. Проведены расчеты параметров оптимального 
рабочего процесса в камере сгорания на маршевом режиме работы двигателя. 
Оценены тягово-экономические характеристики маршевого двигателя для 
выбранных режимов полета ракеты и определены летно-технические харак-
теристики ракеты. 
При выполнении эскизного проектирования, как правило, используют 
опыт разработки изделий-аналогов и выбирают прототип. Системы, агрегаты 
и узлы, не имеющие прототипов, подвергают экспериментальной проверке, 
для чего изготовляют их экспериментальные или макетные образцы и разра-
батывают программы автономных испытаний элементов конструкции. Для 
наиболее сложных узлов конструкции ракетно-прямоточных двигателей на 
твердом топливе проводят научно-исследовательские работы, посвященные 
созданию конструкций, технологий изготовления и экспериментальному ис-
следованию их характеристик. Изложение материала книги построено как 
пример уточнения выбранной на этапе аванпроекта базовой компоновки 
РПДТ с двухпатрубковым подфюзеляжным ВЗУ (взаимное расположение па-
трубков под углом 90° друг к другу) для ракеты без крыльев. Для проведения 
расчетов в  Приложениях  приведены основные характеристики стартового и 
маршевого топлива ВЗУ и ГГ. 
В учебном пособии приведены примеры расчетов внутрибаллистических, 
энергетических, тяговых, высотно-скоростных и тягово-экономических ха-
рактеристик ракетно-прямоточного двигателя на твердом топливе, внутрика-
мерных процессов в нем. Проиллюстрирована конструктивная проработка 
силовой установки, в частности газогенератора, переходного отсека с регуля-
тором расхода маршевого топлива, воздухозаборного устройства и устрой-
ства раскрытия его входа, схемы электрооборудования двигателя. Описаны 
алгоритмы системы регулирования расходом топлива и управления переход-
ным отсеком. На базе выполненных экспериментов на аэродинамических мо-
делях получены дроссельные характеристики воздухозаборного устройства и 
аэродинамические характеристики ракеты. Приведены результаты расчетов 
прочности и температур элементов ракетно-прямоточного двигателя на твер-
дом топливе, а также его массовые, центровочные и моментные параметры. 
 

 

Список основных сокращений 

АДХ 
— аэродинамические характеристики  
АР 
— авиационная ракета 
АСП 
— авиационные средства поражения 
БСРД 
— бессопловой ракетный двигатель 
БСРДТТ — бессопловой ракетный двигатель на твердом топливе 
БЦВМ 
— бортовая цифровая вычислительная машина 
ВБХ 
— внутрибаллистические характеристики  
ВЗУ 
— воздухозаборное устройство 
ВСХ 
— высотно-скоростные характеристики 
ГГ 
— газогенератор  
ГПВРД — гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный  
  
 
двигатель 
ГТД 
— газотурбинный двигатель 
ДУ 
— двигательная установка 
ДХ 
— дроссельная характеристика 
ЖРД 
— жидкостной ракетный двигатель 
ЗУР 
— зенитная управляемая ракета 
ЗКС 
— защитно-крепящий слой 
ИМ 
— имитационная модель  
ИРПДТ — интегральный ракетно-прямоточный двигатель на твердом 
  
 
топливе 
КС 
— камера сгорания 
КСУ 
— комбинированная силовая установка 
ЛА 
— летательный аппарат 
ЛТХ 
— летно-технические характеристики  
ММ 
— математическая модель 
МТ 
— маршевое топливо 
НДС 
— напряженно-деформированное состояние  
ПВРД 
— прямоточный воздушно-реактивный двигатель 
ПГП 
— прямолинейный горизонтальный полет  
РДТТ 
— ракетный двигатель на твердом топливе 
РПДТ 
— ракетно-прямоточный двигатель на твердом топливе  

Список основных сокращений 

 

РРД 
— режимы работы двигателя  
САР 
— система автоматического регулирования  
СД 
— стартовый двигатель  
СПВРД — сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный  
  
 
двигатель 
СУ 
— силовая установка 
ТЗП 
— теплозащитное покрытие  
ТТ 
— твердое топливо 
ТЭХ 
— тягово-экономические характеристики 
ЦМ 
— центр масс  
ЦТ 
— центральное тело  
ЭВМ 
— электронная вычислительная машина 
ЭВ 
— электровоспламенитель 

 
Основы проектирования ПВРД на твердом топливе в составе ЛА 
9 

 

Глава 1 
Основы проектирования прямоточных  
воздушно-реактивных двигателей  
на твердом топливе  
в составе летательных аппаратов  

До недавнего времени самым быстрым в мире летательным аппаратом 
(ЛА) был сверхзвуковой стратегический разведчик SR-71A (США), имевший 
максимальное число Маха полета 
пол
М
 = 3,2. После снятия его с вооружения 
его место занял отечественный перехватчик МиГ-31.  
На рис. 1.1 показаны параметры серийных, опытных (эксперименталь-
ных) и разрабатываемых в различные годы высокоскоростных ЛА.  
Естественно, что рост высот и скоростей полета ЛА требует постоянного 
совершенствования авиационных средств поражения (АСП). Основным видом 
АСП в настоящее время является авиационное ракетное вооружение.  
Ракеты различных классов и назначения с внутриатмосферной зоной эксплуатации (
воздух—поверхность, воздух—воздух и др.) приобретают все большее 
значение в современных войнах и военных конфликтах различного масштаба. 
Возможность ракетного вооружения точно поражать малоразмерные и 

 

Рис. 1.1. Параметры серийных, опытных и разрабатываемых сверхзвуковых 
и гиперзвуковых летательных аппаратов: 

 — серийные ЛА;  — опытные ЛА;  — проекты ЛА 

Глава 1 

 

подвижные цели значительно повышает эффективность его применения как с 
самолетов-носителей, так и с пусковых установок наземного и морского базирования. 

Результаты прогресса, достигнутого в последнее время в области радиолокационного 
и навигационного оборудования, а также средств наведения и поражения, 
показали необходимость дальнейшего совершенствования силовых 
установок (СУ) авиационных ракет (АР) и зенитных управляемых ракет (ЗУР).  
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ), применяемые в настоящее 
время на АР, практически не позволяют их совершенствовать. Конструктивные 
особенности РДТТ принципиально не меняются уже многие десятилетия, 
а некоторое улучшение тяговых и удельно-массовых характеристик РДТТ 
связано с совершенствованием самих топлив, созданием многорежимных или 
многоимпульсных РДТТ и применением в конструкции РДТТ современных 
легких и прочных материалов, например композиционных.  
Наибольший прирост дальности полета АР может быть обеспечен благодаря 
применению прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), 
отличающихся полной интеграцией конструкций СУ и ракеты, сложной взаимосвязью 
между характеристиками системы «ракета — силовая установка — 
топливо». 
Развитие твердотопливных ПВРД (к ним относятся ракетно-прямоточные 
двигатели на твердом топливе (РПДТ)) может происходить как по пути совершенствования 
аэродинамики и компоновок самих ракет, так и рабочего 
процесса и конструкции СУ, а также удельно-массовых и энергетических 
свойств твердых топлив (ТТ). 
Описанию классификации и рабочего процесса ПВРДТ и РПДТ посвящен 
ряд работ, в которых например, показано, что с ростом скорости полета ЛА 
турбореактивные двигатели постепенно «вырождаются» (рис. 1.2), что требует 
применения на ЛА с числами Маха полета 
пол
М
 > 3–4 прямоточных или ком-
бинированных СУ (КСУ), которые могут обеспечить требуемые тяги при при-
емлемом расходе топлива на столь высоких скоростях полета.  
Из рис. 1.2 видно, что в диапазоне чисел Мпол = 4–8 наилучшие тягово-
экономические характеристики (ТЭХ) обеспечивают прямоточные воздушно-
реактивные двигатели с дозвуковой и сверхзвуковой скоростями потока в ка-
мере сгорания, работающие на жидких или газообразных топливах.  
При дальнейшем увеличении числа Маха полета удельный импульс 
ПВРД начинает снижаться ввиду уменьшения теплоподвода в камере сгора-
ния (КС), а также из-за возрастания уровня потерь при торможении потока 
воздуха в воздухозаборном устройстве (ВЗУ). Удельный импульс ракетных 
двигателей как на жидком топливе, так и на твердом практически не зависит 
от скорости полета ЛА. ПВРД и РПД на твердых топливах по удельному им-
пульсу занимают промежуточное положение между ракетными двигателями 
и ПВРД на жидких топливах, обеспечивая приемлемые ТЭХ в диапазоне чи-
сел Маха полета от 2–3 до 4–6.  

 
Основы проектирования ПВРД на твердом топливе в составе ЛА 
11 

 

 

Рис. 1.2. Область рационального применения различных 
силовых установок АР: 
1 — ГТД; 2 — СПВРД; 3 — ПВРД, РПДТ; 4 — ГПВРД 

Наиболее эффективным типом двигателя для ЛА с внутриатмосферной зо-
ной эксплуатации при числах 
пол
М
 = 4–8 и более является ПВРД. Однако 
применение СУ с ПВРД на жидких топливах в составе малоразмерных АР не 
всегда выгодно по удельно-массовым и конструктивным параметрам, а также 
из-за особенностей эксплуатации АР (необходимость периодической замены 
жидкого топлива в баках ракеты). Естественно, пока речь не может идти и о 
применении в АР комбинированных СУ, включающих газотурбинные двигате-
ли различных схем из-за сложности таких комбинированных СУ. Поэтому на 
перспективных малоразмерных высокоскоростных ЛА различного назначения, 
в том числе и на авиационных и зенитных управляемых ракетах, целесообраз-
но использовать интегральные ракетно-прямоточные двигатели на твердом 
топливе (ИРПДТ). Такая СУ представляет собой комбинацию стартово-разгон-
ного ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) и малоразмерного РПДТ, 
обеспечивающего полет на маршевом (крейсерском) участке траектории. 
Главным достоинством ПВРД по сравнению с ракетными двигателями 
является высокая экономичность вследствие использования заборного возду-
ха в качестве рабочего тела и окислителя одновременно. 
Отсутствие турбокомпрессорной группы ограничивает область эффек-
тивного применения ПВРД диапазоном сверхзвуковых скоростей при 
Мпол  2 и более, предопределяет отсутствие тяги при нулевой скорости и 
взаимосвязь параметров потока воздуха, обтекающего ЛА, с внутридвига-
тельными параметрами.  
Недостаток, связанный с отсутствием тяги при нулевой скорости, пре-
одолевается включением в состав СУ ступени, конструкция которой, как пра-

Глава 1 

 

вило, совмещается (интегрируется) с маршевой ступенью — интегральная 
силовая установка. 
Наличие взаимосвязи между параметрами обтекания ракеты и внутри-
двигательными параметрами ПВРД не позволяет рассматривать их изолиро-
ванно. 
Единый подход к системе СУ — ракета предопределяет методический 
подход к анализу характеристик и проектированию всех систем и элементов 
двигателя. Это, прежде всего, означает, что сравнение вариантов СУ, выпол-
ненных на базе схем ПВРД, и их элементов должно осуществляться на основе 
анализа эффективности ЛА в целом. В качестве критерия эффективности мо-
жет быть выбрана дальность полета, средняя скорость полета, вес полезной 
нагрузки и т. д. 
На этапах аванпроекта и эскизного проекта необходима математическая 
модель СУ в составе ЛА для сравнения энергетической эффективности мар-
шевых топлив, определения требуемого диапазона регулирования их расхода 
и полноты дожигания топлива с воздухом, для достижения ракетой с РПДТ 
требований технического задания. Авиационная ракета, оснащенная РПДТ, 
должна обладать превосходством при ведении воздушного боя по сравнению 
с ракетами противника средней и большой дальности с РДТТ. Превосходство 
обеспечивается благодаря повышенной дальности пуска при сохранении зна-
чения высокой средней скорости на траектории. 

1.1. Математическое моделирование  
ракетно-прямоточного двигателя в составе ракеты 

Расчетная схема двигателя 

Снижение требований к значениям углов атаки и скольжения АР в полете 
обеспечило реальную возможность применения воздушно-реактивных двигателей (
ВРД). Дело в том, что высотно-скоростные характеристики ВРД во 
многом зависят от параметров потока воздуха в ВЗУ. Во время энергичного 
маневрирования ракеты увеличение углов атаки и скольжения (особенно в 
области их отрицательных значений) приводит к значительному изменению 
картины течения в ВЗУ, а также к снижению газодинамической устойчивости 
воздухозаборников и СУ в целом. Эти аргументы в течение долгих лет являлись 
основанием для отказа от разработки и применения ИРПДТ в высокома-
невренных ракетах. 
Поскольку на этапе разгона ракеты стартовым ускорителем и на этапе 
маршевого полета ракеты углы атаки и скольжения незначительны, то это 
позволило применить на АР РПДТ с двумя боковыми подфюзеляжными воздухозаборниками, 
расположенными под углом 90 или 180°, либо с четырьмя 
боковыми подфюзеляжными воздухозаборниками, расположенными симметрично 
относительно фюзеляжа по схеме «+» или «». При этом коэффициенты 
полного давления 
вх

 и расхода воздуха 
вх

 ВЗУ остаются на приемлемом 
уровне, обеспечивая удовлетворительные ТЭХ СУ.