Mode pengoperasian motor roket yang tidak stabil

JENIS PROSES KERJA TIDAK STABIL PADA motor roket propelan padat CS.

1. Suatu proses dengan osilasi sendiri dari parameter operasi, yang karakteristiknya melampaui batas yang ditetapkan, disebut tidak stabil. Ketidakstabilan mesin roket berbahan bakar padat secara signifikan mengurangi keandalan mesin, memperburuk karakteristik intra-balistiknya, meningkatkan waktu pengembangan, meningkatkan biaya pesawat, dapat merusak peralatan di dalam pesawat, menghancurkan mesin dan pesawat.

Kemungkinan akibat terjadinya proses operasi tidak stabil pada ruang bakar mesin roket propelan padat diilustrasikan pada Gambar 1: kegagalan sistem kendali roket akibat tingginya amplitudo getaran mekanis yang ditransmisikan dari mesin tidak stabil (gambar atas); lintasan di luar desain akibat gangguan balistik yang berlebihan pada parameter mesin (gambar rata-rata); kerusakan mekanis pada mesin akibat peningkatan tekanan terus menerus di ruang bakar (gambar bawah).

Gambar.1. Beberapa akibat ketidakstabilan mesin roket berbahan bakar padat:

1 - fluktuasi tekanan; 2 - nilai sebenarnya; 3 - nilai desain

Proses operasi yang tidak stabil di ruang bakar mesin roket propelan padat memanifestasikan dirinya terutama dalam bentuk osilasi tekanan frekuensi rendah dan tinggi yang tidak terkendali dalam arah memanjang, melintang, melintang dan tangensial dengan frekuensi dari beberapa hertz hingga beberapa puluh kilohertz . Contoh mode osilasi motor roket propelan padat ditunjukkan pada Gambar. 2 dan 3 berupa grafik yang dibangun dari hasil percobaan koordinat (deviasi tekanan tanpa dimensi) - (waktu pengoperasian mesin tanpa dimensi).

Gambar.2. Bentuk khas fluktuasi tekanan frekuensi rendah di ruang bakar mesin roket propelan padat:

a - gambaran kualitatif perkembangan osilasi; b - perkembangan osilasi yang disebabkan oleh puncak tekanan selama penyalaan muatan; c - ketidakstabilan frekuensi rendah karena puncak tekanan selama penyalaan, yang menyebabkan pemadaman muatan yang diikuti dengan penyalaan; d - osilogram pengujian motor propelan padat, rentan terhadap osilasi tidak stabil dengan frekuensi sangat rendah; d - fluktuasi tekanan frekuensi rendah selama periode pengaktifan

Beras. 3. Evolusi osilasi frekuensi tinggi dalam koordinat:

- waktu tak berdimensi τ.

Seperti dapat dilihat, mode ini sangat berbeda dengan kondisi pengoperasian mesin yang stabil, ketika semua parameter pengoperasian berubah relatif lambat dan lancar selama pembakaran muatan dan hanya sebagai konsekuensi dari perubahan geometri internalnya.

Berbagai mode pengoperasian motor roket berbahan bakar padat yang tidak stabil diwujudkan dengan adanya gangguan yang membentuk gelombang tekanan. Akibatnya timbul penyimpangan karakteristik aliran hasil pembakaran, yang berinteraksi secara tidak tetap dengan parameter permukaan pembakaran. Aliran proses yang seimbang terganggu, karena di bawah pengaruh gelombang tekanan terjadi perubahan lokal dalam laju pelepasan panas dan pembentukan gas. Frekuensi dan bentuk gelombang yang diamati dalam hal ini bergantung pada mekanisme interaksi dan geometri internal ruang mesin. Aliran produk pembakaran dibatasi terutama oleh permukaan pembakaran, serta dinding bawah melengkung dengan lapisan pelindung panas, di satu sisi, dan bagian kritis nosel, di sisi lain.

Jika fluktuasi pelepasan panas dan gas berada pada fase yang sesuai dan memiliki amplitudo yang cukup untuk mengatasi kehilangan energi, maka intensitas gelombang meningkat. Proses amplifikasi ini berlanjut hingga muncul kondisi keseimbangan energi baru.

Kondisi ini ditentukan tergantung pada parameter fisik tertentu pada rentang intensitas gelombang yang sangat luas. Biasanya, beberapa mode tertentu mendominasi. Semua ini sangat memperumit deskripsi matematis dari proses osilasi yang terjadi di ruang bakar.

Biasanya, dalam kondisi fluktuasi tekanan di dalam ruangan, laju pembakaran bahan bakar padat meningkat. Hal ini menyebabkan peningkatan tekanan dan daya dorong dibandingkan dengan mode desain dan penurunan waktu pembakaran muatan. Gaya dorong, selain itu, menerima komponen osilasi, yang ditransmisikan ke badan roket, yang merupakan penyebab kegagalan peralatan, termasuk sistem kontrol, dll. Dengan peningkatan tekanan yang signifikan, mesin (atau muatan) ) dapat dimusnahkan. Jika mesin stabil, maka osilasi yang dihasilkan memiliki amplitudo yang dapat diterima, atau mati begitu saja karena dominasi disipasi energi dibandingkan energi gaya pengganggu.

2. Saat ini, yang paling umum adalah pemisahan osilasi periodik di ruang motor roket propelan padat menurut frekuensinya. Menyorot frekuensi rendah Dan frekuensi tinggi getaran pada ruang bakar.

Ketidakstabilan frekuensi rendah ditentukan oleh osilasi mandiri di ruang bakar dengan frekuensi kurang dari frekuensi akustik alami minimum. Kisaran frekuensi rendah tersebut dibatasi pada osilasi dengan frekuensi tidak lebih dari 100 Hz. Dengan osilasi frekuensi rendah, tekanan di ruang bakar berubah secara merata di semua titik volumenya, yaitu volume ini tampak sebagai satu kesatuan. Karena ciri yang terutama menentukan daerah ketidakstabilan jenis ini adalah berkurangnya panjang ruangan, sama dengan

dimana volume ruang bakar; - luas bagian kritis (minimum) nosel, maka ketidakstabilan jenis ini sering disebut - ketidakstabilan (terutama dalam literatur asing). -ketidakstabilan paling sering terjadi pada motor roket berbahan bakar padat kecil (pada motor kecil } dan pada tekanan yang relatif rendah.

Ketidakstabilan frekuensi tinggi ditentukan oleh osilasi mandiri di ruang bakar dengan frekuensi mendekati salah satu frekuensi akustik alami ruang bakar.

Selama ketidakstabilan frekuensi tinggi, gelombang akustik merambat di ruang bakar, diperkuat ketika dipantulkan dari permukaan yang terbakar karena masuknya energi akustik dari permukaan yang terbakar (Gbr. 4). Biasanya, fluktuasi tekanan selama ketidakstabilan akustik secara bertahap meningkat dari nilai amplitudo yang sangat kecil menjadi besar (lihat Gambar 3). Getaran seperti ini disebut berbeda.

Gambar.4. Skema interaksi antara zona pembakaran dan gelombang akustik

Pembusukan getaran akustik memiliki amplitudo yang semakin berkurang. Untuk berkala Osilasi (atau teratur) dicirikan oleh amplitudo dan frekuensi yang konstan.

Getaran akustik berkala di ruang bakar bisa saja terjadi membujur Dan melintang.

Membujur- ini adalah getaran frekuensi tinggi di sepanjang sumbu kamera (lihat Gambar 5 A).

Melintang getaran pada ruang bakar merupakan getaran frekuensi tinggi pada bidang yang tegak lurus sumbu ruang. Tergantung pada arah gerakan osilasi, getaran ini dibagi menjadi tangensial, radial Dan Campuran getaran transversal (lihat Gambar 5b,c).

Gambar.5. Tiga kelas gelombang akustik:

a - getaran memanjang dengan frekuensi terendah (di mana a adalah kecepatan rata-rata suara dalam volume); b - tangensial melintang ( ); di - radial melintang ( ).

Dalam bentuknya yang paling sederhana, sistem osilasi dapat digambarkan dengan persamaan gelombang berikut:

(2)

dimana ada sedikit gangguan tekanan; A- kecepatan suara; τ - waktu.

Solusi umum persamaan ini dalam koordinat silinder untuk dinding kaku mutlak ruang bakar berbentuk

Di mana k, m, n- bilangan bulat; Aku- Fungsi Bessel dari jenis pesanan pertama T; -k akar persamaan; dan merupakan konstanta sembarang; dan merupakan sudut fase yang berubah-ubah; - frekuensi melingkar; D- diameter ruang; φ Dan R- koordinat silinder.

Dalam hal ini rumus penentuan frekuensi alami getaran akustik hasil pembakaran dalam ruang pada umumnya berbentuk sebagai berikut:

(4)

Anggota dengan m = 0;N ≠ 0 ; k = 0 sesuai dengan mode longitudinal dengan frekuensi

Anggota dengan m = 0;N = 0 ; k≠ 0 sesuai dengan mode radial dengan frekuensi mode getaran radial pertama ( k =1):

Anggota dengan k = 0 , N = 0 , M ≠ 0 - mode tangensial dengan frekuensi mode getaran tangensial pertama ( M =1):

Perhatikan bahwa getaran memanjang-transversal juga dapat diamati di ruang bakar.

Pada mesin dengan rasio panjang terhadap diameter yang besar (L/D> >10), osilasi longitudinal mandiri dapat terjadi di ruang bakar dengan adanya gangguan yang melebihi nilai kritis tertentu (osilasi transversal frekuensi tinggi muncul secara spontan , dimulai dari amplitudo yang sangat kecil dengan adanya eksitasi lembut dari osilasi diri. ). Perhatikan bahwa mode akustik longitudinal menempati rentang frekuensi 100...1000 Hz.

Getaran akustik dengan amplitudo yang dikembangkan memerlukan penelitian menggunakan persamaan nonlinier. Itu sebabnya mereka dipanggil nonlinier, Berbeda linier getaran dengan amplitudo kecil, yang dianalisis menggunakan persamaan diferensial linier.

Kasus utama ketidakstabilan proses kerja pada mesin roket propelan padat adalah peningkatan tajam nilai semua parameter produk pembakaran karena terjadinya gelombang kejut yang kuat, di mana pembakaran berubah menjadi ledakan.

Semua jenis ketidakstabilan ini termasuk dalam ketidakstabilan dinamis, karena ditentukan oleh proses pembakaran non-stasioner, berbeda dengan ketidakstabilan statis, ketika gangguan pembakaran stabil diikuti dengan peningkatan tekanan yang tidak terbatas di ruang bakar terjadi karena sensitivitas yang tajam. laju pembakaran stasioner terhadap perubahan tekanan. Ketidakstabilan jenis ini terjadi ketika ay>aku. Oleh karena itu, dalam praktiknya, bahan bakar dengan ay

3. Informasi umum tentang mekanisme osilasi pada motor roket berbahan bakar padat. Dalam kondisi nyata, mode motor roket berbahan bakar padat yang tidak stabil menyebabkan osilasi campuran yang kompleks dari berbagai frekuensi yang terus berubah. Misalnya, pada mesin roket Poseidon tahap kedua, osilasi dengan harmonik dari sembilan frekuensi berbeda diamati selama 10 detik pertama. Selama dua detik pertama, osilasi dengan frekuensi 300 Hz muncul di motor roket propelan padat roket Minuteman II, yang berubah menjadi osilasi dengan frekuensi ~500 Hz, yang berlangsung selama 10...15 detik. Pada motor roket propelan padat roket Minuteman III, segera setelah peluncuran (setelah 0,1...0,2 detik), osilasi dengan frekuensi ~850 Hz muncul selama 4 detik, dan kemudian dengan ω = 330 Hz (berlangsung ~ 12 detik) . Semua fluktuasi ini memiliki intensitas yang signifikan dan, jika tidak menyebabkan kecelakaan, akan menciptakan prasyarat nyata untuk kerusakan pada peralatan elektronik di dalam pesawat. Model matematis yang diketahui dari proses kerja yang tidak stabil di ruang mesin roket berbahan bakar padat belum dapat sepenuhnya menggambarkan proses nyata. Jadi, khususnya, persamaan gelombang (2) yang diberikan ditulis untuk rongga silinder ideal yang diisi dengan campuran gas homogen dengan kecepatan gerak rendah dan amplitudo osilasi gas kecil. Persamaan ini tidak memperhitungkan variabilitas volume rongga akibat pembakaran muatan, variabilitas komposisi hasil pembakaran berdasarkan volume, kemungkinan getaran dinding ruang dan muatan, ketidakrataan proses pada zona pembakaran zat padat. bahan bakar roket, dll. Oleh karena itu, tidak dapat menjelaskan penyebab terjadinya dan bertahannya getaran di dalam ruangan.

Motor roket propelan padat adalah sistem osilasi mandiri, yang mencakup bagian ruang berisi produk pembakaran, sumber energi, dan mekanisme* (atau serangkaian mekanisme) yang menyuplai energi ke sistem osilasi. Masalah terpenting yang memerlukan klarifikasi ketika mempelajari ketidakstabilan motor roket propelan padat adalah mengidentifikasi mekanisme eksitasi (atau penekanan) osilasi, menentukan batas** atau ambang batas terjadinya osilasi, amplitudo dan frekuensinya.

Dalam studi awal, diyakini bahwa mekanisme ketidakstabilan frekuensi rendah ditentukan oleh jeda perubahan laju pembakaran (karena gradien suhu di permukaan) sehubungan dengan gangguan tekanan dan aliran gas dari ruangan. .

Saat ini diyakini bahwa mekanisme eksitasi osilasi frekuensi rendah non-akustik dapat dijelaskan dari sudut pandang akustik. Oleh karena itu, penyebab ketidakstabilan mesin roket propelan padat secara umum harus dicari pada interaksi rongga ruang bakar dan permukaan bahan bakar yang terbakar (lihat Gambar 4).

Laju pembakaran meningkat seiring dengan peningkatan tekanan, oleh karena itu, dengan fluktuasi tekanan kecil di dekat permukaan pembakaran, terjadi peningkatan lokal dalam laju pembakaran (karena peningkatan aliran panas ke zona pembakaran), yang berkontribusi pada peningkatan tekanan baru; yang terakhir kembali meningkatkan laju pembakaran, dll. Sebagai akibatnya, amplitudo osilasi meningkat, yang menyebabkan ketidakstabilan. Selain faktor ini, penyebab mode osilasi adalah adanya aliran panas yang berdenyut menuju permukaan muatan. Denyut aliran panas seperti itu menentukan adanya gelombang suhu teredam di dalam bahan bakar padat, sebagai akibatnya pada puncak gelombang ini laju penguraian bahan bakar (menurut hukum eksponensial Arrhenius) akan melebihi laju pembakaran normal hingga tingkat yang lebih besar daripada memperlambat depresi. Efek keseluruhan dari aliran panas yang berdenyut menyebabkan peningkatan laju dekomposisi. Oleh karena itu, jika bahan bakar dicirikan oleh reaksi eksotermik yang meningkatkan gelombang suhu, maka bahan bakar tersebut lebih sensitif terhadap fluktuasi frekuensi tinggi. Jelasnya, dalam kasus reaksi endotermik bahan bakar, gelombang suhu akan meredam sendiri. Semua fenomena ini diperhitungkan dalam berbagai model teoretis mode osilasi mesin roket berbahan bakar padat. Namun, gambaran kualitatif tentang terjadinya mode operasi motor roket berbahan bakar padat yang tidak stabil, dalam beberapa kasus tidak dapat menjelaskan alasan munculnya osilasi.

*Dalam hal ini mekanisme juga berarti proses fisika dan kimia yang disatukan oleh hubungan sebab akibat.

**Batas kestabilan proses kerja pada ruang bakar merupakan sekumpulan nilai parameter operasi yang memisahkan bidang kestabilan dan ketidakstabilan

INSTABILITAS FREKUENSI TINGGI MOTOR MOTOR PADAT

1. Dari sudut pandang teoretis, penyelesaian masalah ketidakstabilan frekuensi tinggi mesin roket propelan padat direduksi menjadi penyelesaian persamaan gelombang akustik, dengan mempertimbangkan karakteristik internal akustik ruangan (tentu saja, dengan kondisi batas yang sesuai). Akumulasi materi eksperimen memungkinkan untuk mengidentifikasi fitur-fitur berikut yang spesifik untuk rezim ini:

a) getaran akustik dengan amplitudo besar muncul di ruang motor roket berbahan bakar padat, terkadang mencapai tekanan operasi rata-rata;

b) osilasi seperti itu muncul, sebagai suatu peraturan, secara sporadis, dan selama pengoperasian mesin, satu atau beberapa mode osilasi tertentu mungkin tereksitasi untuk menghilang, dan setelah beberapa waktu operasi stabil muncul kembali dalam kombinasi mode baru, yang mungkin atau mungkin tidak. termasuk Tidak
sertakan yang sebelumnya, dll.;

c) untuk mereproduksi spektrum frekuensi-waktu dari mode tidak stabil, perlu mengulangi kondisi pengujian dengan akurasi yang cermat sambil mempertahankan komposisi bahan bakar, kondisi eksternal, dll.;

d) seringkali osilasi dengan amplitudo besar disertai dengan peningkatan laju rata-rata pembakaran bahan bakar.

2. Untuk menggambarkan secara teoritis fenomena kompleks seperti ketidakstabilan frekuensi tinggi dari motor roket propelan padat, perlu untuk mempertimbangkan ruangan sebagai resonator akustik yang memiliki banyak frekuensi resonansi yang paling mudah untuk membangkitkannya. Akankah gangguan kecil apa pun menggairahkan satu atau lebih orang
Mode karakteristik ruangan sebagai resonator bergantung pada hubungan antara masuknya energi akustik dan kerugiannya. Representasi skematis dari mekanisme amplifikasi akustik dan kehilangan energi di ruang mesin roket propelan padat ditunjukkan pada Gambar 6. Model mesinnya memiliki desain ruang dengan dinding yang cukup tebal. Di salah satu ujung cangkang silinder ini terdapat nosel, di dalamnya terdapat dua zat: bahan bakar padat dan hasil pembakaran gas dengan suhu dan tekanan tinggi. Batas antara keduanya ditentukan oleh permukaan pembakaran dan secara geometris bisa menjadi yang paling tidak pasti. Ia dapat memiliki gradien suhu yang besar, laju energi dan proses perpindahan massa yang tinggi, disertai dengan reaksi kimia yang kompleks. Aliran produk pembakaran juga sangat kompleks, hal ini ditandai dengan transisi dari kecepatan aliran keluar kecil yang tegak lurus permukaan pembakaran produk pembakaran ke kecepatan sonik di bagian kritis.

Gambar.6. Faktor-faktor yang mempengaruhi kestabilan mesin

Faktor-faktor yang mempengaruhi stabilitas mesin meliputi: A - permukaan pembakaran, hubungan tekanan dan kecepatan gas; B - radiasi termal; C - kerugian viskoelastik bahan bakar; Efek D di ruang bakar, termasuk efek redaman partikel dalam aliran, redaman viskotermal lainnya, redaman relaksasi, sisa reaksi kimia; E - rumah mesin, yang menentukan dampak kehilangan viskotermal pada dinding, pengaruh eksternal, dll.; F - efek redaman nosel. Permukaan pembakaran merupakan sumber energi akustik, dan semua faktor lainnya merupakan kerugiannya. Karena ketidakstabilan mungkin terjadi hingga rugi-rugi akustik melebihi perolehan akustik, maka penentuan rugi-rugi akustik bukanlah hal yang tidak penting.

Penting untuk mengetahui karakteristik akustik zona pembakaran, yang dapat digambarkan secara kuantitatif melalui konduktivitas akustik spesifik permukaan pembakaran atau fungsi transfer bahan bakar. Karakteristik bahan bakar padat ditentukan dari sudut pandang akustik oleh dua modulus elastisitas, yang bagian nyatanya berhubungan dengan kecepatan rambat gangguan akibat geser dan pemuaian, dan bagian imajiner menyatakan kehilangan energi yang disebabkan olehnya. gangguan. Sedangkan untuk zona pembakaran, ketebalannya jauh lebih kecil dibandingkan dengan panjang gelombang akustik sentimeter atau lebih panjang, dan oleh karena itu dapat dianggap milik permukaan. Hal ini memungkinkan permukaan pembakaran dan permukaan batas ruangan lainnya dikarakterisasi berdasarkan konduktivitas akustiknya, yang bagian sebenarnya menggambarkan amplifikasi atau redaman getaran akustik.

3. Pertimbangan teoretis terhadap masalah ketidakstabilan frekuensi tinggi memerlukan penyelesaian persamaan yang menggambarkan proses fisik dan kimia, dengan mempertimbangkan efek di atas. Proses-proses ini terjadi dalam volume yang mengandung media padat dan gas, dipisahkan oleh batas kompleks yang mampu menyuplai energi tambahan ke medan getaran akustik. Dalam hal ini, isu utamanya adalah pilihan bentuk-bentuk proses yang menjadi fokus perhatian; pilihan asumsi dan penyederhanaan yang harus dilakukan dalam deskripsi matematis model sehingga cukup nyata, dapat ditafsirkan dengan jelas, dan memungkinkan untuk diproses secara matematis.

Ada dua arah di jalan ini. Salah satunya dikaitkan dengan studi osilasi amplitudo kecil pada batas stabilitas, dan pemecahan masalah dilakukan dengan menggunakan analisis gangguan kecil, yang mengarah ke linier persamaan diferensial. Pertanyaan utama dalam teori linier adalah apakah amplitudo gangguan tekanan kecil acak yang selalu terjadi pada mesin roket akan meningkat atau tidak. Stabilitas di hadapan gangguan kecil merupakan kondisi yang diperlukan namun tidak cukup untuk stabilitas secara umum. Oleh karena itu, arah kedua juga mempelajari getaran dengan amplitudo yang dikembangkan, yang dijelaskan nonlinier persamaan diferensial.

Mesin roket berbahan bakar padat adalah yang tertua di antara keluarga mesin jet dan desainnya sangat sederhana. Mereka pada dasarnya memiliki dua bagian utama - ruang dan nosel jet.

Ruang mesin roket propelan padat sekaligus berfungsi sebagai ruang bakar yang mampu menahan tekanan signifikan, dan sebagai tempat penyimpanan seluruh bahan bakar. Tekanan di ruang bakar mesin roket berbahan bakar padat biasanya lebih tinggi dibandingkan di ruang bakar mesin diesel, karena tidak dibatasi oleh parameter sistem bahan bakar. Oleh karena itu, motor roket berbahan bakar padat memiliki koefisien dorong yang lebih tinggi. Pada sebagian besar mesin roket propelan padat modern, tekanannya berkisar antara 30 hingga 100 kg/cm2.

Ciri khas utama motor roket berbahan bakar padat adalah kesederhanaannya. Memang dalam hal ini tidak diperlukan sistem penyediaan bahan bakar. Namun, waktu pengoperasian mesin tersebut terbatas.

Akibatnya, mesin seperti itu banyak digunakan dalam akselerator, yang memerlukan daya dorong yang sangat tinggi dalam jangka waktu singkat. Mesin yang digunakan untuk tujuan ini lebih ringan dibandingkan jenis pembangkit listrik lainnya.

Penggunaan mesin roket propelan padat sebagai unit daya tambahan di pesawat memungkinkan untuk meningkatkan muatan pesawat dan mengurangi jarak lepas landas.

Dari segi operasional, keunggulan pembangkit listrik dengan mesin roket propelan padat adalah selalu siap digunakan dan tidak memerlukan pengisian bahan bakar tangki sebelum diluncurkan, sehingga juga digunakan sebagai mesin utama pada proyektil roket. Contoh tipikalnya adalah rudal permukaan-ke-permukaan.

Selain kelebihan tersebut, ada kekurangan yang sangat signifikan. Setelah mesin dihidupkan, pembakaran biasanya berlanjut hingga bahan bakar habis terbakar; dalam hal ini perubahan gaya dorong mengikuti hukum yang sangat spesifik dan tidak dapat diatur. Namun, secara teoritis dimungkinkan dengan mengatur tekanan di dalam ruang untuk menghentikan pembakaran bahan bakar dan, jika diinginkan, melanjutkannya kembali. Pembakaran dapat dihentikan dengan membersihkan ruangan atau dengan memadamkan api dengan cairan khusus. Pembakaran hanya dapat dilanjutkan dengan menggunakan muatan penyala yang baru. Saat ini, mematikan mesin secara tepat waktu dapat dilakukan, namun penyalaan kembali masih merupakan masalah yang menantang. Pengoperasiannya sangat sulit diatur. Laju pembakaran bahan bakar tidak boleh berubah secara signifikan seiring dengan perubahan tekanan dan suhu. Pengaturan nilai daya dorong mesin roket propelan padat hanya dapat dilakukan dalam batas tertentu yang telah ditentukan, dengan memilih muatan propelan padat dengan geometri dan struktur yang sesuai.

Dalam astronotika, mesin roket berbahan bakar padat saat ini digunakan secara terbatas. Mesin roket berbahan bakar padat yang kuat digunakan pada beberapa kendaraan peluncuran Amerika, misalnya pada roket Titan.

Elemen terpenting dari mesin roket berbahan bakar padat adalah muatan bahan bakar padat. Karakteristik mesin bergantung pada elemen bahan bakar serta struktur muatan dan perangkatnya. Ada dua jenis utama bahan bakar roket padat: dibasic, atau koloidal, dan campuran. Bahan bakar koloid

Bahan bakar campuran adalah campuran mekanis bahan bakar dan oksidator. Zat kristal anorganik - amonium perklorat, kalium perklorat dan lain-lain - biasanya digunakan sebagai zat pengoksidasi dalam bahan bakar ini. Biasanya, bahan bakar tersebut terdiri dari tiga komponen: selain oksidator, bahan bakar tersebut mencakup bahan bakar polimer yang berfungsi sebagai elemen pengikat, dan bahan bakar kedua dalam bentuk aditif bubuk logam, yang secara signifikan meningkatkan karakteristik energi bahan bakar. Pengikat yang mudah terbakar dapat berupa resin poliester dan epoksi, karet polibutadiena poliuretan, dll.

Bahan bakar kedua sering kali berupa bubuk aluminium, terkadang berilium atau magnesium. Bahan bakar campuran biasanya memiliki impuls spesifik yang lebih tinggi daripada bahan bakar koloid, kepadatan lebih tinggi, stabilitas lebih besar, penyimpanan lebih baik, dan kemampuan proses lebih baik. Untuk menyiapkan bahan bakar campuran, kristal pengoksidasi yang dihancurkan, bubuk logam dan bahan tambahan lainnya ditambahkan ke pengikat bahan bakar cair, komposisi yang dihasilkan tercampur rata dan dituangkan ke dalam cetakan khusus atau langsung ke rumah mesin, dari mana udara pertama kali dipompa keluar. Di bawah pengaruh katalis yang khusus dimasukkan ke dalam campuran, pengikat berpolimerisasi dan bahan bakar berubah menjadi massa seperti karet.

Pada mesin roket bahan bakar padat, seluruh bahan bakar terletak di dalam ruang bakar dalam bentuk satu atau lebih balok dengan bentuk tertentu, yang disebut muatan atau balok. Muatan ditahan oleh dinding ruangan atau kisi-kisi khusus yang disebut diafragma.

Bentuk geometris muatan sangat penting. Dengan mengubahnya dan menggunakan lapisan pelindung pada permukaan muatan yang tidak boleh terbakar, kami mencapai perubahan yang diinginkan pada area pembakaran dan, karenanya, tekanan gas di dalam ruang dan daya dorong mesin.

Ada muatan yang menghasilkan pembakaran netral, area pembakarannya tetap tidak berubah. Hal ini terjadi jika sebatang bahan bakar padat terbakar dari ujungnya atau secara bersamaan dari permukaan luar dan dalam (untuk tujuan ini, rongga dibuat di dalam muatan). Dengan pembakaran regresif, permukaan pembakaran berkurang. Hal ini terjadi jika sebuah balok silinder terbakar dari permukaan luarnya. Dan terakhir, untuk pembakaran progresif, yang memberikan peningkatan tekanan di ruang bakar,

Motor roket propelan padat menggunakan pengapian piroteknik, pirogenik, dan kimiawi dari muatan bahan bakar. Selama penyalaan kembang api, sekering listrik menyalakan penyala kembang api, yang menyalakan muatan utama. Pengapian pirogenik dihasilkan dari generator gas bahan bakar padat, yang pada dasarnya adalah mesin bahan bakar padat kecil. Untuk pengapian kimia, cairan atau gas yang aktif secara kimia dimasukkan ke dalam ruangan - oksidator awal, yang menyebabkan penyalaan sendiri.

Kepadatan bahan bakar padat 20–80% lebih tinggi dibandingkan kepadatan bahan bakar cair. Keuntungan dari propelan padat ini sebagian mengimbangi impuls unitnya yang lebih rendah.

Pada mesin roket propelan padat, bahan bakar selalu terhubung erat dengan casing mesin. Oleh karena itu, rasio impuls total SAYA dengan berat total mesin G Timur Jauh(termasuk berat bahan bakar G T) menentukan kualitas mesin. Hal ini terkait dengan satu

AKU G Timur Jauh = G T I ED \G DV = I D ,

D = G T \G DV

Besarnya D terletak pada kisaran 0,4 hingga 0,95. Untuk sebagian besar desain modern D = 0,86.

Jika tekanan pembakaran ditingkatkan, impuls satuan juga akan meningkat, tetapi pada saat yang sama bobot pasif mesin juga akan meningkat ( D akan berkurang). Oleh karena itu, mesin terbaik adalah mesin yang rasio besarannya optimal.

Proses kerja motor roket padat dapat dibagi menjadi tiga tahap: penyalaan muatan, kondisi quasi-steady, dan pembakaran setelahnya. Untuk rezim kuasi stasioner, digunakan model aliran adiabatik satu dimensi,

Beras. 53. Volume dasar (elemen hingga).

dimana diasumsikan bahwa hasil pembakaran mematuhi persamaan keadaan gas ideal, dan juga mengabaikan gesekan dan massa jenis gas dibandingkan dengan massa jenis TRT. Selama pembakaran akhir suatu muatan, ketika dapat diasumsikan bahwa tekanan dalam ruang mesin roket propelan padat adalah konstan, dan selama pembakaran dalam arah radial dari saluran muatan dengan koefisien pengisian volumetrik tubuh yang rendah dengan bahan bakar, ketika laju aliran produk pembakaran dapat diabaikan, kita punya

Selama pembakaran erosif, penurunan tekanan di sepanjang saluran pengisian TRT harus diperhitungkan. Dalam hal ini, untuk menghitung medan aliran produk pembakaran di dalam ruangan, digunakan model aliran satu dimensi stasioner dalam elemen hingga (Gbr. 53). Menurut hukum kekekalan momentum, yang setelah integrasi menghasilkan 2

Hubungan ini kira-kira dapat ditulis sebagai berikut:

Muatan TRT dibagi menjadi beberapa elemen hingga. Luas aliran saluran muatan, luas permukaan pembakaran, dan laju pembakaran dapat bervariasi dari satu elemen ke elemen lainnya. Biasanya mereka melakukan ini: dengan menggunakan hubungan (5.1), mereka memperkirakan tekanan pada penampang ujung depan muatan dan dengan demikian menetapkan kondisi pelepasan gas di bagian ini. Untuk menghitung laju evolusi gas dan aliran produk pembakaran pada elemen terakhir kedua, gunakan nilainya

laju aliran massa, luas penampang saluran dan perkiraan nilai tekanan pada ujung elemen pertama, dan seterusnya hingga menghitung tekanan pada saluran masuk ke nosel. Kemudian tekanan stagnasi pada saluran masuk nosel dihitung dari persamaan kekekalan energi dengan asumsi aliran isentropik

dibandingkan dengan nilai yang dihitung menggunakan persamaan kontinuitas

Perhitungan ini dengan metode elemen hingga dan penjumlahan pada (5.4) diulangi sampai nilai tekanan yang ditentukan oleh hubungan (5.3) dan (5.4) bertepatan (dengan kesalahan, sebagai suatu peraturan, tidak lebih dari). gaya dihitung dengan menggabungkan nilai yang diperoleh dengan besarnya laju aliran massa dan parameter TRT dan nosel yang sesuai:

Prosedur perhitungan yang dijelaskan diulangi untuk setiap interval waktu pembakaran yang nilainya perlu ditentukan

5.2.1. KARAKTERISTIK MODE TRANSISI

Laju pembentukan hasil pembakaran pada mesin roket propelan padat harus sama dengan jumlah laju aliran massa gas melalui nosel dan laju akumulasi massa gas di ruang bakar:

Dengan asumsi bahwa perubahan besaran dan c dapat diabaikan, dan menggunakan persamaan keadaan gas ideal serta hubungan dari (5.6a), kita peroleh

Saat menganalisis aliran menggunakan metode elemen hingga, massa zat di dalam setiap elemen hingga harus diperhitungkan. Kemudian

Untuk mode sementara ketika menghidupkan mesin roket propelan padat, perlu mempertimbangkan konsumsi produk pembakaran penyala dan kecepatan rambat bagian depan api di sepanjang saluran pengisian mesin roket propelan padat, yaitu harus memperhitungkan itu. Dalam hal ini, alih-alih (5.7a) kita punya

Diasumsikan nilai dan terdistribusi secara merata ke seluruh ruang bakar, hasil pembakaran pada saluran muatan mengikuti persamaan keadaan gas ideal, hasil pembakaran penyala dan TRT mempunyai temperatur dan kalor jenis yang sama. kapasitas, nilainya merupakan fungsi dari kecepatan rambat bagian depan nyala api, dan pada bagian kritis nosel terjadi aliran suara

Nilai konsumsi bahan bakar yang dihitung, sebagai suatu peraturan, diperiksa dengan pembakaran eksperimental dari penyala. Nilainya ditentukan dari analisis elemen hingga. Nilai tersebut dipengaruhi oleh faktor-faktor sebagai berikut: ketergantungan laju pembakaran pada tekanan dalam ruang mesin roket propelan padat, aliran massa, temperatur muatan, percepatan roket, serta kecepatan rambat muka api sepanjang saluran muatan. setelah penyalaan. Pada tahap muatan pasca pembakaran, nilainya menurun secara signifikan, dan hubungan (5.7a) dapat digunakan untuk menilai pengaruh perubahan tekanan terhadap laju pembakaran. Setelah bahan bakar habis, suku pertama pada persamaan (5.7a) hilang, dan

dimana adalah tekanan pada saat pembakaran muatan TRT berhenti.

Di kerucut samping, terlihat jendela tempat mesin dimatikan.
RT-1 adalah roket berbahan bakar padat pertama Uni Soviet. Beberapa peluncuran roket ini telah dilakukan, tetapi sebagian besar peluncuran tidak berhasil, dan sisanya karakteristik yang diperlukan tidak tercapai. Oleh karena itu, rudal tersebut tidak diterima untuk digunakan. Namun pekerjaan pembuatan roket berbahan bakar padat terus berlanjut. Pada saat itu, mereka memiliki keunggulan yang tidak dapat disangkal dibandingkan dengan yang cair. Roket berbahan bakar padat dapat siap diluncurkan selama bertahun-tahun, dan karena tidak perlu mengisi bahan bakar komponen propelan, waktu persiapan peluncuran ditentukan secara praktis oleh waktu putaran giroskop sistem kendali dan kira-kira 15 menit. Sekarang roket berbahan bakar cair siap diluncurkan selama beberapa dekade, dan waktu persiapannya hanya beberapa menit, tapi kemudian...
Selain itu, bahan bakar padat tidak beracun dan... hanya berbentuk padat. Oleh karena itu, roket berbahan bakar padat berukuran besar dapat digunakan dalam sistem bergerak. Karena kemungkinan pergerakan cairan di dalam tangki, roket berbahan bakar cair tidak dapat diangkut dalam keadaan terisi, terutama di jalan yang buruk - pusat massa yang terus bergeser akan berdampak buruk pada stabilitas peluncur bergerak. Ya, bahkan jika roket berbahan bakar dapat diangkut dengan hati-hati, tidak akan mungkin untuk mengangkatnya ke posisi vertikal.Dinding tipis tangki dapat menahan beban memanjang dengan baik, tetapi tidak akan menahan beban lentur dari berat roket. cairan. Ya, atau mereka harus diperkuat sehingga merugikan berat muatan yang dilempar. Dan pada mesin roket berbahan bakar padat, bahan bakar itu sendiri akan berperan sebagai elemen tenaga.
Namun bahan bakar padat juga memiliki kelemahan yang signifikan. Pertama, energinya kurang menguntungkan dibandingkan bahan bakar cair, dan kedua, daya dorong mesin roket berbahan bakar padat tidak dapat dikontrol dengan cepat dalam penerbangan. Dalam mesin roket cair, semuanya sederhana: ada katup yang mengubah aliran bahan bakar melalui saluran, dan dalam mesin roket berbahan bakar padat, yang menyala akan terbakar.
Bagian bawah langkah ketiga.

Motor kontrol osilasi propelan padat digunakan untuk mengontrol penerbangan panggung. (Pelat peringkat bukan dari mesin ini)
Tahap kedua.

Setiap tahap merupakan kombinasi dari 4 mesin propelan padat. Mesin-mesin tersebut dihubungkan satu sama lain tidak hanya dengan elemen pengikat, tetapi juga terdapat sambungan api di antara keduanya untuk menyamakan gaya traksinya satu sama lain. Tentu saja akan lebih baik jika membuat satu mesin besar dengan beberapa nozel. Namun teknologi pada masa itu belum memungkinkan pembuatan bahan bakar padat berdiameter besar. Hanya beberapa paragraf selanjutnya kita akan melihat mesin bahan bakar padat yang sudah tidak asing lagi. Bubuk mesiu balistik digunakan sebagai bahan bakar padat pada 8K95. Biasanya itu adalah nitroselulosa yang dilarutkan dalam nitrogliserin. Larutan padat ini mengandung zat pengoksidasi dan bahan bakar.
Bagian ekor tahap pertama.

Bagian bawah mesin roket bahan bakar padat tahap ke-3 roket 8K98 (RT-2).


Itu sudah menjadi rudal balistik antarbenua berbahan bakar padat yang “normal”. Itu menggunakan bahan bakar padat campuran. Biasanya, ini adalah campuran bahan bakar - bubuk logam halus (paling sering aluminium) dengan zat pengoksidasi padat seperti amonium perklorat dan diisi dengan bahan pengikat. Sekarang beberapa kata tentang muatan bahan bakar padat. Dalam mesin roket propelan padat, ruang bakar pada dasarnya adalah seluruh volume bebas di rumah mesin. Oleh karena itu, jika bahan bakar padat terbakar dari ujung bawah (hal pertama yang terlintas dalam pikiran), maka “ruang pembakaran” akan terus bertambah. Karena jumlah produk pembakaran akan konstan (area pembakaran selalu merupakan area ujung bawah muatan), tekanan di “ruang ekspansi” akan turun. Selain itu, gas panas akan mempengaruhi dinding rumah mesin dan harus didinginkan atau akan terbakar. Oleh karena itu, mereka melakukan ini: ujung bawah dan atas muatan dilapisi sehingga tidak ada pembakaran di sana, dan saluran dibuat di sepanjang sumbu memanjang muatan. Bahan bakar terbakar sepanjang sisi permukaan saluran ini. Saluran melebar, volumenya bertambah, tetapi permukaan lateralnya juga bertambah, mis. permukaan yang terbakar. Dengan demikian, tekanan konstan dipertahankan di ruang motor propelan padat. Karena bahan bakar terbakar dari pusat ke dinding, gas panas tidak menyentuh dinding mesin, dan bahan bakar padat berfungsi sebagai isolator termal yang baik. Selain itu, bentuk saluran dapat digunakan untuk mengatur daya dorong “secara terprogram” (di sini kami tidak memperhitungkan perubahan ketinggian daya dorong mesin karena perubahan tekanan atmosfer. Kami akan segera melihat bagaimana masalah ini diselesaikan) . Katakanlah, untuk saluran silinder akan ada satu hukum perubahan volume relatif terhadap luas pembakaran, pada saluran berbentuk bintang atau salib akan ada hukum lain (tidak hanya bentuk aslinya yang diregangkan, tetapi juga juga sudut-sudutnya terbakar). Dengan demikian, rasio jumlah produk pembakaran terhadap volume terjadinya pembakaran akan berubah, dan akibatnya, tekanan dalam mesin dan, sebagai akibatnya, daya dorong. Ini secara umum.
Empat nozel di bagian bawah dibuat untuk mengontrol panggung. Mesinnya memiliki kemampuan untuk berayun, di mana engsel dengan sistem perlindungan cerdas terhadap terobosan gas dipasang di bagian kritis.
Bagian atas bawah dari langkah yang sama.


Perangkat pengapian dipasang di tengah bawah. Tugasnya adalah menciptakan suhu dan tekanan di dalam mesin yang diperlukan untuk menyalakan muatan bahan bakar padat. Empat lubang lainnya merupakan jendela untuk menghentikan mesin. Pada saat yang tepat, dua jendela dibuka oleh muatan piroelektrik, tekanan di dalam mesin mulai turun, begitu pula gaya dorong, dan selain itu, gas yang keluar melalui jendela ini menciptakan gaya dorong ke arah yang berlawanan. Kecepatan roket masih bertambah, tetapi jauh lebih lambat. Kemudian 2 jendela lainnya terbuka dan mesin mati total. Hal ini dilakukan agar pada akhir fase aktif roket mempunyai kecepatan tertentu. Karena mesin tidak langsung mati dan perubahan gaya dorong dari nozel utama serta counterthrust cukup acak, maka akibatnya adalah kecepatan akhir sebenarnya berbeda dari kecepatan yang dihitung. Untuk menguranginya, mereka mematikan mesin tahap terakhir secara bertahap.
Satu momen lagi, momen yang sangat “perlu”. Karena perbedaan pembakaran bahan bakar, akhir fase aktif pada roket berbahan bakar cair dan padat terjadi secara berbeda. Pada mesin berbahan bakar cair, mesin stabilisasi secara konstan mempertahankan posisi sudut roket yang terprogram, dan sistem kontrol kecepatan nyata mempertahankan kecepatan yang sama dengan kecepatan yang ditentukan. Ketika posisi sudut akhir dan kecepatan roket tercapai, pasokan bahan bakar dihentikan dan mesin panggung dimatikan.
Pada roket berbahan bakar padat, otomatis stabilisasi juga mengontrol roket di tikungan, tetapi karena daya dorong mesin tidak dapat diubah dalam penerbangan, mematikan mesin terjadi secara berbeda. Langkah pertama berfungsi "untuk dibawa", yaitu. Mesin tidak mati, tetapi beroperasi hingga bahan bakar benar-benar habis. Berapa kecepatan yang mereka peroleh di akhir pekerjaan mereka tidak penting (Jelas tidak akan jauh berbeda dari yang dihitung). Selama pengoperasian tahap terakhir, terus dihitung apakah hulu ledak akan mencapai target pada nilai sudut dan kecepatan pitch saat ini. Nah, tentunya hal ini dilakukan dengan sedikit prediksi. Segera setelah sistem kendali “memutuskan” bahwa nilai parameter penerbangan yang dicapai akan memungkinkannya mencapai target, perintah dikeluarkan untuk menghentikan pengoperasian mesin tahap terakhir dan memisahkan hulu ledak.

Dua rudal lagi tidak diterima untuk digunakan.
Hijau - 9D12 - bagian mesin dan kompartemen instrumen roket Temp, roket pertama dari Biro Desain Nadiradze. Sama seperti pada RT-1, mesin bahan bakar padat berdiameter kecil. Pada dua mesin, jendela untuk mematikan terlihat dari atas, dua mesin lainnya bekerja hingga bahan bakar benar-benar habis.
Rudal perak PR-90, 9D711, "Gnome". Versi pertama roket dengan mesin ramjet berbahan bakar padat. Oksigen dari udara atmosfer yang masuk ke mesin melalui saluran masuk udara annular digunakan sebagai oksidator.

Bagian ekor dari rudal yang sama.

PR-90 tidak ada yang menarik, tapi Temp layak untuk dilihat lebih dekat. Dua dari empat nosel dengan deflektor kontrol terlihat. Sebelumnya, kita telah melihat motor kemudi, kemudi aerodinamis, dan kemudi gas-jet sebagai badan eksekutif sistem kendali. Sekarang inilah deflektornya. Sama seperti kemudi jet gas, mereka membelokkan vektor dorong mesin. Namun karena fakta bahwa mereka tidak terus-menerus berada dalam aliran gas buang, pertama, mereka tidak menyebabkan hilangnya daya dorong yang besar akibat pengereman produk pembakaran, dan kedua, mereka tidak terbakar sendiri.


Stabilisasi "Temp" dilakukan dengan melipat stabilisator kisi. Hal yang sama (lebih mirip jendela gelap) dapat dilihat pada fairing kendaraan peluncuran Soyuz. Di sana mereka terungkap ketika sistem penyelamatan darurat diaktifkan.


Nozel dengan nozel bertingkat tinggi yang dapat ditarik. Bahkan dalam postingan tentang R-7 kami berbicara tentang mode pengoperasian mesin pada ketinggian yang berbeda. Jadi, untuk mengurangi kehilangan daya dorong akibat kurang ekspansi produk pembakaran di nosel mesin, digunakan nozel ketinggian tinggi. Di permukaan bumi, mesin beroperasi dalam mode di mana tekanan pada titik hentinya sama dengan tekanan atmosfer dan produk pembakaran mengembang sepenuhnya. Saat Anda bertambah ketinggian, tekanan atmosfer turun dan gas-gas tersebut mengecil. Kemudian bagian pertama nosel memanjang. Nosel meningkat dan tekanan keluarnya kembali menjadi sama dengan tekanan atmosfer (dan ketika gas bergerak melalui nosel, seiring dengan pemuaiannya, tekanannya juga turun). Roket terbang semakin tinggi dan tekanan atmosfer kembali menjadi lebih kecil dari tekanan di pintu keluar. Kemudian bagian ketiga nosel memanjang dan menyamakan tekanan kembali. Nozel tersebut dipasang pada mesin bahan bakar cair dan padat. Tentu saja, tidak ada sistem pendingin cair pada attachment yang dapat ditarik. Dan satu lagi catatan tentang nozel roket berbahan bakar padat. Saya tidak tahu seberapa jelas Anda bisa melihatnya di sini, tetapi noselnya berbentuk kerucut, tidak seperti nosel mesin roket berbahan bakar cair Laval. Hal ini disebabkan oleh fakta bahwa produk pembakaran bahan bakar padat mengandung partikel padat - fase K, dan ketika melewati nosel Laval yang melengkung di bawah pengaruh gaya sentrifugal, fase K secara harfiah akan “memotong” permukaan bahan bakar padat. nozel. Jelas bahwa dalam nosel berbentuk kerucut, pergerakan partikel bersifat linier dan tidak ada efek destruktif yang kuat pada dinding nosel. Tetapi karena fakta bahwa pada saluran keluar dari nosel, gas-gas tersebut menyimpang sedikit miring terhadap sumbu memanjang nosel, terjadi kehilangan daya dorong.
Di sinilah, mungkin, kita bisa menyelesaikan cerita tentang roket berbahan bakar padat Oreva.

Mesin propelan padat akan mencakup perangkat di mana energi kimia bahan bakar padat diubah terlebih dahulu menjadi energi panas dan kemudian menjadi energi kinetik produk pembakaran yang dikeluarkan dari ruang bakar. Dalam hal ini, untuk motor roket berbahan bakar padat, nilai gaya reaktif yang dihasilkan selama pengoperasian sistem menjadi perhatian, dan untuk sistem pembangkit gas, massa produk pembakaran yang diperoleh per satuan waktu (aliran massa kedua).

Sumber energi kimia dalam sistem yang dipertimbangkan adalah bahan bakar padat, yang mengandung komponen yang mudah terbakar dan pengoksidasi. Sebagai bagian dari motor roket propelan padat atau generator gas, bahan bakar padat dimasukkan dalam unit terpisah - muatan bahan bakar. Selain bahan bakar, muatan bahan bakar mungkin mengandung lapisan pelindung.

Gaya reaktif pendorong adalah resultan gaya gas dan hidrodinamik yang bekerja pada permukaan bagian dalam mesin ketika hasil pembakaran keluar darinya.Resultan gaya reaktif dan gaya tekanan lingkungan yang bekerja pada permukaan luar mesin, dengan pengecualian gaya hambatan aerodinamis eksternal disebut gaya dorong mesin.

Pada Gambar. Gambar 1.9 menunjukkan remote control dengan tipe insert charge. Hanya satuan kerja terpenting saja yang dicatat, namun sebenarnya jumlahnya bisa mencapai puluhan. Ke depan, perhatian utama akan diberikan pada desain komponen utama mesin roket berbahan bakar padat.

Mari kita perhatikan peran komponen-komponen ini dalam proses pengoperasian remote control (generator gas).

Sebagaimana disebutkan di atas, sumber energi dan produk pembakaran gas dalam sistem yang dipertimbangkan adalah muatan bahan bakar, di mana ketika dipanaskan sampai suhu tertentu, yang disebut suhu penyalaan (flash), reaksi kimia dimulai dengan pelepasan gas pembakaran. produk dengan banyak panas.

Beras. 1.9. Motor roket propelan padat dengan muatan yang dimasukkan:

1 - cangkang silinder dari rumah motor roket berbahan bakar padat; 2 . - depan bawah; . ,3- bagian bawah nosel; 4 - mengisi titik lampiran; 5 - biaya bahan bakar; 6 - sistem pengapian; 7 - nozel; 8 - sumbat nosel; 9 - lapisan pelindung panas dan (atau) lapisan pengikat pelindung

Rumah PS, bersama dengan kedua bagian bawahnya, membatasi volume pembakaran bahan bakar, memastikan tingkat parameter intra-balistik tertentu dan bertindak sebagai struktur pendukung.

Aliran keluar hasil pembakaran dilakukan melalui nosel supersonik yang berperan untuk meningkatkan efisiensi pengubahan energi panas yang dilepaskan dalam ruang mesin roket propelan padat menjadi energi kinetik produk yang mengalir keluar ruangan. Bentuk nosel memastikan percepatan produk pembakaran ke kecepatan supersonik, yang membantu meningkatkan daya dorong sistem propulsi. Perlu dicatat bahwa saat ini terdapat sistem propulsi bahan bakar padat berukuran kecil yang tidak memiliki blok nosel. Peningkatan daya dorong desain dicapai dengan mengubah profil saluran pengisian bahan bakar di sekitar bagian outlet, yang dipilih dekat dengan profil blok nosel. Dalam beberapa kasus, motor roket propelan padat tersebut memastikan bahwa persyaratan spesifikasi teknis untuk kinerja energi terpenuhi, namun tetap sesederhana mungkin.

Karena suhu hasil pembakaran di ruang mesin roket propelan padat sangat tinggi dan dapat mencapai 3500...3700 K, dan nilai aliran panasnya adalah 10 6 ...10 7 W/m 2, ada kebutuhan untuk melindungi elemen desain PS dari panas berlebih dan oleh karena itu - dari kehancuran selama masa kerja. Fungsi ini disediakan oleh lapisan pelindung panas yang dapat diaplikasikan pada permukaan bagian dalam komponen bodi, mulai dari bagian depan bawah, hingga bagian outlet nosel supersonik.

Pemanasan permukaan muatan bahan bakar sampai suhu di mana reaksi kimia dimulai disediakan oleh sistem pengapian. Metode yang paling sederhana dan paling sering digunakan dalam praktiknya adalah penerapan sistem pengapian dengan menggunakan bubuk hitam atau komposisi kembang api, ditempatkan di dalam wadah yang dapat tetap kuat selama masa pengoperasian atau hancur. Halangan ini dinyalakan menggunakan penyala listrik.

Pengikatan muatan yang dimasukkan disediakan, misalnya, oleh diafragma yang terletak di sekitar sambungan bagian depan dan bawah nosel dengan cangkang mesin roket propelan padat. Struktur yang diikat kuat memerlukan, ketika ada perbedaan besar dalam koefisien muai panas badan dan bahan bahan bakar, penggunaan lapisan perantara antara badan dan bahan bakar - yang disebut lapisan pengikat pelindung.

Untuk mengatur besaran dan arah gaya dorong, mesin roket dapat berisi elemen kemudi, unit yang memberikan perubahan geometri jalur nosel, dll.

Selama masa penyimpanan mesin roket propelan padat dan sampai titik tertentu dalam pengoperasian mesin, volume internalnya harus ditutup dengan membran yang akan runtuh pada tekanan tertentu dari produk pembakaran di ruang sistem propulsi. Kehadiran membran disebabkan oleh kebutuhan untuk melindungi permukaan internal ruangan dan muatan dari pengaruh atmosfer, kontaminasi mekanis, dan dalam beberapa kasus, untuk menahan gas dalam volume internal ruangan dalam keadaan pra-peluncuran di a peningkatan tekanan tertentu.

Sistem propulsi bahan bakar padat (generator gas) dapat dicirikan oleh serangkaian parameter berikut:

massa bahan bakar W T ;

massa seluruh mesin roket propelan padat m c.d. dan massa setiap simpul m i ;

massa relatif struktur mesin efisiensi α , didefinisikan sebagai rasio massa tanpa muatan dengan massa roket propelan padat x cm. ;

lokasi pusat massa secara terpisah untuk simpul, dan secara umum untuk seluruh desain mesin roket propelan padat;

kepadatan (koefisien) pengisian volume intra-ruang dengan bahan bakar ε w, didefinisikan sebagai rasio volume muatan bahan bakar dengan volume internal ruang (dari depan bawah ke bidang bagian kritis);

gaya dorong sistem propulsi dan (atau) nilai laju aliran massa kedua (P, T);

waktu pengoperasian sistem propulsi τ p ;

total I dan impuls spesifik I Y motor roket propelan padat;

dimensi keseluruhan - panjang aku, diameter mesin keseluruhan D dan berdasarkan node.

Kumpulan parameter yang tercantum tidak lengkap dan bukan satu-satunya yang dapat diterima. Jadi, misalnya, alih-alih parameter α k.d, berikut ini dapat digunakan:

pasokan bahan bakar relatif;

faktor kualitas mesin β d, dll.

Anda dapat membuat hubungan antara ketiga parameter berikut:

Kumpulan parameter yang tercantum, bersama dengan cakupan sistem propulsi yang diketahui, memungkinkan untuk menilai efisiensi mesin roket propelan padat, keuntungan atau kerugian dari pengembangan komponen apa pun. Parameter yang paling indikatif dalam pengertian ini adalah α k.d dan oh. Sampai saat ini, nilai terbaik dari besaran ini telah diperoleh selama pengembangan rudal balistik antarbenua kelas MX (α k.d ~ 0.05...0.08; ε w « 0.92...0.95).

Pekerjaan ini, khususnya, dikhususkan untuk deskripsi proses kerja yang terjadi di ruang sistem roket bahan bakar padat. Mari kita perhatikan serangkaian proses dasar yang diterapkan secara konsisten selama pengoperasian motor roket propelan padat dalam jumlah yang cukup untuk pemahaman awal tentang proses intra-ruang. Untuk kepastiannya, kami akan mempertimbangkan diagram yang disajikan pada Gambar. 1.9.

: Proses kerja pada ruang mesin roket propelan padat diawali dengan menyuplai tegangan listrik ke penyala listrik squib cartridge. Kekuatan nyala api dari squib cartridge yang mudah terbakar memastikan penyalaan komposisi penyala, yang terdiri dari bubuk hitam atau campuran bubuk hitam dengan komposisi kembang api. Pembakaran komposisi pengapian paling sering terjadi dalam volume tertutup dari wadah tahan lama pada tekanan lebih besar dari tingkat tekanan di ruang bakar. Produk pembakaran komposisi penyalaan masuk ke dalam ruangan melalui lubang-lubang pada badan penyala, yang dapat diprofilkan terlebih dahulu dan dipasang pada saat awal. Masuknya massa ke dalam volume depan mesin roket propelan padat menyebabkan peningkatan tekanan di dalamnya dan pembentukan gelombang kompresi yang bergerak ke volume nosel. Kecepatan rambat gelombang kompresi sehubungan dengan parameter gas di depan gelombang dapat berupa subsonik atau supersonik. Mengikuti gelombang, produk pembakaran suhu tinggi dari komposisi pengapian menyebar ke volume bebas ruang mesin, memanaskan permukaan muatan bahan bakar karena perpindahan panas konvektif, radiasi, dan konduktif.

Setelah gelombang kompresi mencapai bidang tempat sumbat dipasang, proses intra-ruang dapat berkembang menurut dua skema

Beras. 1.10. Distribusi medan tekanan sepanjang ruangan pada waktu yang berbeda ketika sumbat runtuh:

1, 2, 3 - pergerakan gelombang kompresi dari depan bawah ke nosel (sumbat tidak rusak); 4, 5 - perkembangan proses setelah penghancuran steker

Beras. 1.11. Distribusi medan tekanan sepanjang ruangan pada waktu yang berbeda dengan sumbat non-destruktif:

1, 2, 3 - pergerakan gelombang kompresi dari depan bawah ke nosel; 4 - gelombang kompresi mencapai bidang sumbat; 5, 6 - pengembangan proses setelah refleksi gelombang kompresi dari sumbat

Beras. 1.12. Mengukur tekanan di ruang mesin roket propelan padat selama

Ro- tekanan awal di ruang mesin; R ZG- tekanan penghancuran sumbat nosel; Pst - tingkat tekanan operasi produk pembakaran di dalam ruangan; TENTANG- awal proses; 1 - momen kehancuran steker; 2 - momen penyalaan bahan bakar; 3 - waktu yang sesuai dengan perambatan api di sepanjang permukaan bahan bakar;4 - waktu bagi mesin untuk mencapai mode operasi; 5 - akhir periode operasi mesin kuasi-stasioner; 6 – akhir pengoperasian mesin

sumbatnya rusak, tingkat tekanan di dalam ruang kira-kira sama dan tetap mendekati konstan sampai permukaan muatan bahan bakar mulai ikut terbakar. Perkembangan proses menurut skema ini disajikan pada Gambar. 1.10;

Penghancuran steker dirancang untuk nilai tekanan tinggi.

Fakta ini menyebabkan gelombang kompresi dipantulkan dari batas kanan mesin dan merambat ke arah yang berlawanan. Akibat penurunan kecepatan pergerakan produk pembakaran di volume bebas ruang, intensitas proses pemanasan muatan bahan bakar menurun, yang menyebabkan bertambahnya waktu mesin roket propelan padat mencapai kuasi-stasioner. mode operasi. Perkembangan proses menurut skema ini disajikan pada Gambar. 1.11.

Pengapian muatan bahan bakar terjadi pada saat, pada lapisan permukaan muatan bahan bakar dengan ketebalan yang diukur dalam mikron, gradien suhu dan suhu yang sesuai dengan kondisi kritis tertentu tercapai untuk memastikan pembakaran bahan bakar yang stabil. Penyebaran api ke permukaan muatan bahan bakar, tergantung pada kondisi penyalaan dan geometri mesin roket propelan padat, dapat terjadi pada kecepatan 1...300 m/s.

Perubahan tekanan volume depan remote control selama seluruh periode pengoperasian ditunjukkan pada Gambar. 1.12.

Impuls operasi utama disediakan oleh sistem propulsi pada bagian kurva 4-5. Pematian mesin roket propelan padat terjadi setelah bahan bakar habis terbakar, atau secara paksa menggunakan unit pemutus daya dorong.

Hingga saat ini, motor roket berbahan bakar padat telah mencapai kesempurnaan yang nyata, yang menyebabkan penggunaannya secara luas dalam praktik:

massa motor roket berbahan bakar padat saat ini bisa mencapai beberapa gram atau ratusan ton;

Mesin roket berbahan bakar padat saat ini dapat digunakan sebagai aktuator untuk penghentian darurat sistem transportasi gas dan minyak melalui pipa. Pada saat yang sama, mesin roket berbahan bakar padat dapat digunakan untuk meluncurkan muatan besar ke luar angkasa;

impuls spesifik bahan bakar roket padat telah mendekati impuls spesifik bahan bakar cair dan mencapai nilai 3000…..3500 m/s;

koefisien kesempurnaan massa mesin roket propelan padat modern terbaik mencapai 0,05...0,10, dan faktor pengisian volume intra-ruang mendekati 0,90...0,95.

Peningkatan lebih lanjut dari mesin roket berbahan bakar padat akan terus terdiri dari peningkatan karakteristik energi komposisi bahan bakar dan peningkatan kekuatan spesifik bahan struktural yang digunakan. Secara khusus, dapat dicatat bahwa arah yang menjanjikan adalah penggunaan mesin roket berbahan bakar padat dengan penempatan komponen bahan bakar terpisah. Tugas mendesaknya adalah memperluas cakupan penggunaan motor roket propelan padat ke area sistem propulsi dengan kontrol daya dorong yang dalam, dengan kemungkinan penyertaan motor roket propelan padat yang dapat digunakan kembali, dll.

Perkembangan teknologi bahan bakar padat akan terus berlanjut di masa depan, hal ini disebabkan oleh sejumlah keunggulan roket bermesin propelan padat dibandingkan roket bermesin roket cair (LPRE). Kelebihan dan kekurangan motor roket berbahan bakar padat diuraikan di bawah ini, yang di satu sisi menentukan penggunaannya secara luas, dan di sisi lain, membatasi penggunaannya pada objek teknis tertentu.

1.2. Kelebihan dan kekurangan mesin roket berbahan bakar padat

Meluasnya penggunaan motor roket berbahan bakar padat dalam peralatan militer dimulai lebih awal dibandingkan penggunaan sistem propulsi bahan bakar cair. Dan saat ini mesin roket berbahan bakar padat menempati posisi dominan dalam teknologi militer, dan dalam teknologi luar angkasa, mesin roket berbahan bakar padat berhasil bersaing dengan mesin roket berbahan bakar cair. Tren ini disebabkan oleh sejumlah faktor yang melekat pada mesin pembakaran bahan bakar padat, yang utama di antaranya diuraikan di bawah ini.

Tentu saja, salah satu keunggulan utama mesin roket berbahan bakar padat adalah perangkatnya yang relatif sederhana. Memang, mesin roket berbahan bakar padat pertama memiliki desain primitif, mudah diimplementasikan bahkan pada tingkat teknologi Abad Pertengahan. Perbandingan dengan mesin berbahan bakar cair memungkinkan kita untuk memperhatikan keuntungan berikut dari desain mesin roket berbahan bakar padat:

tidak ada unit yang berhubungan dengan penyimpanan komponen bahan bakar di luar ruangan (tangki bahan bakar);

tidak ada unit untuk mengangkut komponen bahan bakar dari tangki ke ruang bakar (pipa, katup pneumatik dan hidrolik);

tidak ada elemen untuk suplai bahan bakar paksa ke dalam ruang (elemen sistem perpindahan, unit turbopump, injektor, dll.);

jumlah unit bergerak sedikit (dan pada beberapa desain bahkan tidak ada).

Dibandingkan dengan mesin roket berbahan bakar padat, desain sistem propulsi bahan bakar nuklir menjadi jauh lebih rumit. Selain itu, ketika menggunakan bahan bakar nuklir, muncul tugas untuk memastikan perlindungan struktur pesawat (termasuk yang berawak) dari radiasi radioaktif.

Segala upaya yang terkait dengan penggunaan sirkuit perantara kendali jarak jauh (peralatan kendali jarak jauh terpisah, mesin hibrida) juga menyebabkan peningkatan kompleksitas desain mesin. Kesederhanaan relatif dari desain mesin roket propelan padat terutama terlihat ketika mempertimbangkan beberapa desain mesin roket propelan padat khusus. Jadi, ketika menggunakan mesin bahan bakar padat, masalah yang berkaitan dengan memastikan rotasi roket di sekitar porosnya dapat dengan mudah diselesaikan (misalnya, dalam proyektil turbojet, di mana rotasi di sekitar porosnya menyebabkan peningkatan stabilitas penerbangan proyektil di sepanjang lintasan dan ke peningkatan akurasi tembakan). Secara struktural, metode pemisahan tahapan roket multitahap disederhanakan.

Kesederhanaan relatif dari desain motor roket berbahan bakar padat juga berarti meringankan masalah terkait pengoperasian rudal dan peluncur yang menggunakan motor roket berbahan bakar padat. Memang, karena jumlah komponen dalam mesin roket propelan padat yang relatif sedikit, diperlukan sedikit tenaga kerja untuk melakukan perawatan rutin guna memeriksa kinerja mesin selama penyimpanan dan persiapan peluncuran. Dapat dicatat bahwa biaya peralatan darat yang dimaksudkan untuk pengoperasian kompleks dengan rudal balistik jarak jauh di Amerika Serikat masing-masing adalah sekitar 45 dan 60% dari total biaya kompleks ketika menggunakan mesin roket propelan padat dan ketika menggunakan mesin roket berbahan bakar cair. Menariknya, pada awal tahun 1984, Amerika Serikat memiliki 53 rudal Titan-2 dengan mesin roket berbahan bakar cair, yang dioperasikan oleh enam skuadron Komando Udara Strategis, dan sekitar 1.000 rudal kelas Minuteman dengan mesin roket berbahan bakar padat. dilayani oleh hanya dua puluh skuadron.

Yang sangat menarik untuk peralatan militer adalah kesiapan senjata yang tinggi dengan mesin roket propelan padat untuk digunakan. Perlu dicatat bahwa waktu persiapan pra-peluncuran untuk peluncuran rudal antarbenua kelas MX tidak melebihi 2...5 menit, termasuk saat ini kemungkinan penargetan ulang rudal dan hulu ledak. Sebagai perbandingan, kami mencatat bahwa sistem roket pertama dengan mesin propelan cair diluncurkan hanya setelah 4...6 jam persiapan pra-peluncuran. Waktu persiapan peluncuran roket modern dengan mesin berbahan bakar cair telah berkurang secara signifikan, namun masih cukup lama.

Kualitas penting dari motor roket berbahan bakar padat adalah keandalannya yang tinggi. Menurut beberapa informasi statistik, setelah berakhirnya masa penyimpanan garansi untuk remote control, kemungkinan pengoperasian bebas kegagalan lebih dari 98%. Selama masa garansi, keandalan mesin roket berbahan bakar padat berada di atas 99%.

Di antara faktor-faktor lain yang menunjukkan keunggulan motor roket propelan padat dibandingkan mesin pembakaran bahan bakar cair, hal-hal berikut harus diperhatikan:

dalam banyak kasus, ketika memecahkan masalah taktis atau strategis yang sama, biaya sistem rudal dengan mesin roket berbahan bakar padat jauh lebih rendah daripada biaya sistem kompleks dengan mesin berbahan bakar cair;

Karakteristik massa mesin roket berbahan bakar padat modern, termasuk koefisien kesempurnaan massanya, melebihi indikator serupa untuk mesin roket berbahan bakar cair.

Namun, keunggulan mesin roket berbahan bakar padat tidak cukup untuk menjadikan sistem propulsi ini satu-satunya yang dapat diterima dan paling rasional baik dalam perekonomian nasional maupun dalam kaitannya dengan peralatan militer. Seperti objek teknis lainnya, motor roket berbahan bakar padat memiliki kelemahan tertentu, yang memaksa pengembangan ruang kendali kelas lain secara simultan. Kerugian berikut harus diperhatikan

1. Nilai impuls spesifik mesin pembakaran bahan bakar padat yang relatif rendah. Pulsa kosong mesin roket propelan padat tidak melebihi 00...3500 m/s. Peningkatan lebih lanjut dalam impuls spesifik mesin roket propelan padat sulit dilakukan karena ketidakcocokan kimia antara zat pengoksidasi terbaik dan bahan mudah terbakar terbaik dalam komposisi bahan bakar. Penggunaan mesin dengan komponen padat yang dimuat secara terpisah memungkinkan peningkatan impuls spesifik tidak lebih dari 20%. Pada saat yang sama, bahan bakar roket cair memungkinkan untuk mencapai impuls spesifik hingga 4000...4500 m/s. Nilai yang lebih besar lagi dapat dicapai dengan menggunakan bahan bakar nuklir.

2. Kesulitan teknologi dalam pembuatan bahan bakar berkapasitas besar

massa dan dimensi. Kesulitan-kesulitan ini disebabkan oleh tingginya persyaratan untuk tidak adanya cacat pada muatan, rongga, retak, dan terkelupasnya bahan bakar dari lapisan pengikat pelindung.

dan seterusnya. Dengan peningkatan ukuran muatan dan peningkatan impuls spesifik bahan bakar yang digunakan, ledakan dan bahaya kebakaran selama produksi dan pemuatan muatan bahan bakar meningkat.

3. Kesulitan operasional tertentu. Salah satu kesulitan ini terletak pada perlunya termostat pada motor roket propelan padat dengan bahan bakar campuran (dalam beberapa kasus, otmPTistite) untuk menghilangkan munculnya retakan pada muatan bahan bakar, mengurangi variasi daya dorong dan tekanan produk pembakaran di ruang mesin. .

4. Kesulitan desain tertentu. Kesulitan tersebut mungkin termasuk terbatasnya waktu pengoperasian mesin roket berbahan bakar padat karena dimensi mesin dan

erosi elemen strukturalnya. Dari mesin roket propelan padat berukuran besar yang saat ini dibuat, periode operasi terlama (-130 detik) dicapai pada mesin roket propelan padat penguat, yang digunakan untuk membawa pesawat ulang-alik Space Shuttle yang dapat digunakan kembali ke ketinggian jelajah. Massa mesin roket berbahan bakar padat ini adalah 586 ton.

Kesulitan lainnya adalah rumitnya pengembangan motor roket berbahan bakar padat yang dapat digunakan kembali. Sistem propulsi bahan bakar padat yang tersedia saat ini memiliki kedalaman regulasi yang terbatas, atau, meskipun kedalaman regulasi karakteristik traksi (konsumsi) dapat diterima, memiliki indikator koefisien kesempurnaan massa yang buruk.

Ringkasnya, namun demikian dapat dicatat bahwa keunggulan mesin roket berbahan bakar padat telah menyebabkan penerapannya secara luas ke dalam praktik, yang akan dijelaskan dalam sub-bagian. 1.3 dalam klasifikasi instalasi propulsi bahan bakar padat (generator gas) modern.