ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ И ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ СВЕРХЛЕГКОГО КЛАССА (РН СЛК)

 

Ракетно-космический комплекс РН сверхлегкого класса может быть создан на космодроме «Плесецк» на базе комплекса РН «Циклон», в настоящее время выведенного из эксплуатации. В процессе развертывания РКК на космодроме «Плесецк» предусматривается использование существующей инфраструктуры комплекса РН «Циклон» (технологическое оборудование, здания, сооружения, технические системы и пр.) с дооснащением в объеме, обеспечивающим осуществление пусков РН сверхлегкого класса для выведения малых автоматических космических аппаратов на низкие околоземные орбиты. Комплекс должен обеспечивать проведение до 15 пусков ракет-носителей в год.

 

 

 

Рис. 1   Пуск РН СЛК с  СК РН «ЦИКЛОН»        

 

РН сверхлёгкого класса представляет собой трёхступенчатую ракету - носитель с последовательным расположением ступеней и космической головной частью, находясь в которой полезная нагрузка на всех этапах работ в составе РН (до отделения ГО) защищена от воздействия внешней среды. Принципиальной особенностью настоящей РН является широкое применение в конструкции топливных баков, баллонов и "сухих" отсеков композиционных материалов. В качестве компонентов топлива на I и II ступенях РН используются керосин и жидкий кислород. На первой ступени установлены 8 ЖРД с вытеснительной подачей компонентов топлива. Земная тяга каждого из двигателей - 15 т. Управление полётом при работе I ступени по каналам тангажа, рыскания и крена производится посредством отклонения маршевых двигателей, установленных по плоскостям I-III и II-IV, при этом каждый из двигателей отклоняется только в одной плоскости. На II ступени РН установлен один аналогичный двигатель, оборудованный в отличие от двигателя I ступени, выдвижным высотным сопловым насадком для увеличения удельного пустотного импульса и карданным узлом подвеса для отклонения двигателя в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Пустотная тяга двигателя составляет около 20 т. Управление полётом при работе II ступени по каналам тангажа и рыскания производится отклонением маршевого двигателя. Управление по крену осуществляется соплами, работающими на газе наддува баков. Наддув баков окислителя и горючего на I и II ступенях РН производится гелием, хранящимся на каждой ступени в баллонах большой ёмкости с начальным давлением до 350 кгс/см2, при этом гелий для наддува баков окислителя подогревается в теплообменниках маршевых двигателей каждой ступени. Система одновременного опорожнения баков отсутствует. Остатки топлива предусматривается определять исходя из погрешности заправки топлива, настройки двигателей и точности поддержания давления наддува.

 

 

                                       

    Рис. 2  Элементы конструкции и компоновка РН сверхлегкого класса

 

 

 

 

        Рис. 3  Завершение работы и отделение первой ступени ЖРД

 

 

 

 Рис. 4  Завершение работы и отделение второй ступени ЖРД

Рис. 5  Головная часть и третья ступень РН

                         

  Рис. 6  Двигатель первой ступени РН с вытеснительной подачей компонентов топлива (используются 8 ЖРД с земной тягой каждого 15 т.)

 

 

 

 Рис. 7   Двигатель второй ступени РН, снабженный выдвижным высотным сопловым насадком для увеличения удельного пустотного импульса и карданным узлом подвеса для отклонения двигателя в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Пустотная тяга двигателя составляет около 20 т.

 

 Рис. 8  Твердотопливный двигатель третьей ступени РН

                  

      А. Вид со стороны головного обтекателя        Б. Вид со стороны  двигателя II ступени     В. Вид со стороны двигателя I ступени

 Рис. 9  Проекции внешнего вида основных частей РН

 

 КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ И ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ СВЕРХЛЕГКОГО КЛАССА

 

Состав ракеты-носителя (РН)

 Ракета-носитель состоит из трех маршевых ступеней. В состав первой ступени входят:

 

·       корпус;

·       маршевые двигатели;

·       рулевые приводы;

·       система наддува баков;

·       арматура и магистрали ПГС;

·       система измерения уровня заправки (СИУЗ);

·       элементы БАСУ и БИК на ступени;

·       бортовая кабельная сеть (БКС);

·       детали общей сборки.

 

В состав корпуса I ступени входят:

·       переходный отсек (с цифрой 1 для первой ступени и цифрой 2 для второй);

·       бак горючего;

·       межбаковый отсек (МБО);

·       бак окислителя;

·       хвостовой отсек;

·       рама связки двигателей.

 

Состав второй ступени отличается от состава первой ступени тем, что в состав второй ступени входит только один двигатель и один рулевой привод.

 

 

В состав третьей ступени входят:

 

·       двигатель третьей ступени

с хвостовым отсеком;

·       приборный отсек, в котором размещены

приборы БАСУ, БИК и источники питания;

·       апогейная двигательная установка (АДУ);

·       бортовая кабельная сеть (БКС);

·       детали общей сборки.

 

Двигатель третьей ступени состоит из органопластикового корпуса, снаряженного зарядом твердого топлива, и поворотного управляющего сопла (ПУС), снабженного рулевым приводом. Корпус приборного отсека выполняет и функцию переходника полезной нагрузки. В состав космической головной части входят: головной обтекатель и полезная нагрузка. В состав ПН входит КА и адаптер, на котором размещена система крепления и отделения КА, а также предусмотрены посадочные места для стыковки с корпусом ПрО.

 

Конструктивно-компоновочные особенности РН

 

Конструктивно-компоновочная схема РН приведена на рис. справа. Ракета выполнена по трехступенчатой схеме с последовательным расположением ступеней. В качестве компонентов топлива первой и второй ступеней используются жидкий кислород и керосин. Двигательная установка третьей ступени - твердотопливная. Связка двигателей первой ступени включает 8 ЖРД, размещенных на единой раме, которая стыкуется к промежуточному шпангоуту хвостового отсека. Земная тяга каждого из восьми ЖРД первой ступени составляет 15 тонн.

 

Рассмотрены два варианта компоновки двигателей первой ступени:

·       компоновка двигателей в плоскостях стабилизации попарно. Для управления по каналам тангажа, рыскания и крена связки двигателей, расположенных по плоскостям I-III и II-IV, отклоняются относительно осей вращения в тангенциальном направлении на угол до 8°;

·       компоновка четырех двигателей в плоскостях стабилизации по внешнему радиусу и четырех двигателей неподвижно в центре хвостового отсека. Для управления по каналам тангажа, рыскания и крена четыре двигателя, расположенные по плоскостям I-III и II-IV, отклоняются относительно осей вращения в тангенциальном направлении на угол до 15°.

Имеются различные варианты компоновок двигателей первой ступени. Выбор основного варианта будет осуществлен на последующих этапах разработки по результатам совместной с КБХА компоновки связки двигателей. Как уже отмечалось выше, на второй ступени устанавливается один двигатель аналогичный двигателю I ступени с выдвижным высотным сопловым насадком.

 

 

 

 

 Рис. 10  Два варианта расположения баллонов наддува баков (спаренный вариант и вариант по периметру)

 Рис. 11  Внешний вид элементов конструкции двигателей первой ступени РН

                

 

Рис. 12 Габаритные размеры двигателя второй ступени РН - Для управления в каналах тангажа и рыскания двигатель отклоняется в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях. Управление по каналу крена осуществляется газовыми соплами, работающими на газе наддува.

Баки окислителя и горючего включают:

·       силовую оболочку, выполненную из композиционного материала методом спирально-кольцевой намотки;

·       внутренний лейнер, обеспечивающий герметичность силовой оболочки;

·       металлические фланцы, устанавливаемые в полюсные отверстия силовой оболочки и служащие для установки крышек бака, а также для крепления элементов бака на технологической оправке при изготовлении;

·       передний и задний узлы стыковки для соединения бака со смежными элементами изделия;

·       переднюю и заднюю крышки.

 

 При создании конструкции топливных баков из композиционных материалов, прежде всего баков для жидкого кислорода, возникают вопросы обеспечения работоспособности применяемых материалов в условиях криогенных температур (-180°С), вопросы обеспечения требуемого уровня герметичности силовой оболочки. Опыт использования композиционных материалов в криогенной технике говорит о сохранении их работоспособности при сверхнизких температурах, с некоторым изменением прочностных характеристик в ту или иную сторону, что необходимо учитывать при разработке конструкции топливных баков. Выбор материала внутренней герметизирующей оболочки - лейнера также определяется особенностями работы в криогенном компоненте. Здесь могут рассматриваться как металлические, так и неметаллические материалы. Для совместной работы с силовой оболочкой они должны обладать близким к ней температурным коэффициентом расширения и степенью деформативности, иметь требуемый уровень кислородной проницаемости.

В ходе выполнения ТП были рассмотрены различные варианты конструктивного исполнения баков:

·       вариант с силовой оболочкой из органопластика, со стальным лейнером толщиной 0,5 мм;

·       вариант с силовой оболочкой из углепластика, в котором в качестве герметизирующего элемента на цилиндрической части применена пленка ПМФ-2ДТП, а герметизация днищ обеспечивается оболочкой из стали 12X18Н9Т толщиной 1,5 мм. Вариант предложен ОАО "ЦНИИСМ" в материалах отчета [4], разработанного по техническим требованиям ГРЦ.

Проведенные проработки конструкции топливных баков с силовой оболочкой из композиционных материалов (органопластика или углепластика) показывают, что их массовое совершенство, прежде всего баков для жидкого кислорода, определяется влиянием воздействия криогенных температур на характеристики композиционных материалов, уровнем реализации их свойств в конструкции, способом обеспечения герметичности силовой оболочки. Минимальную массу, большую технологичность и меньшую стоимость имеют баки, выполненные из углепластика с лейнером из полимерных материалов, например, полиимидных пленок для обеспечения герметичности. Для подтверждения возможности создания баков подобной конструкции с приемлемыми характеристиками на последующих этапах исследований необходимо проведение работ по уточнению влияния криогенных температур на работоспособность конструкции баков, решению материаловедческих и технологических вопросов, поиску оптимальных технических решений с их отработкой на модельных образцах. Наряду с этим, должны быть исследованы вопросы, связанные с предупреждением намерзания (образованием инея) и сжижения воздуха на внешней поверхности бака при нахождении РН на земле в процессе заправки и предстартовой подготовки. Узлы стыковки баков выполняются из композиционного материала методом намотки в процессе изготовления баков. Передние и задние крышки полюсных отверстий баков служат для подвода заправочных, расходных магистралей и трубопроводов наддува баков. На крышках также размещены датчики системы наддува баков и элементы систем, контролирующих заправку компонентов топлива. Для технических предложений принят вариант наддува топливных баков гелием, хранящимся в баллонах высокого давления, размещенных для первой ступени снаружи, вокруг бака кислорода, для второй - в хвостовом отсеке, вокруг двигателя второй ступени. Силовая оболочка баллонов, как и баков, выполнена из композиционного материала методом спирально-кольцевой намотки. Герметизирующий лейнер (днища и цилиндрическая часть) - металлический (сталь или алюминиевый сплав).

На баллонах первой ступени со стороны передних днищ установлены аэродинамические обтекатели. Со стороны переднего и заднего днищ баллоны снабжены узлами для крепления на баке окислителя и хвостовом отсеке, соответственно. Конструкция элементов крепления обеспечивает компенсацию технологических отклонений, а также компенсацию деформаций бака окислителя и самого баллона в процессе их заправки и в полете. Нижний узел крепления каждого из баллонов выполнен в виде сферического шарнира. Верхний узел состоит из штыря, размещенного в П-образной направляющей, установленной на баке окислителя. Для крепления баллона в радиальном и тангенциальном направлениях в состав каждого из узлов крепления входит пара регулируемых тяг. Баки окислителя и горючего расположены последовательно снизу вверх и соединены между собой межбаковыми отсеками. Для соединения ступеней служат переходные отсеки. Хвостовой отсек первой ступени служит для опирания РН на пусковой стол и снабжен опорными кронштейнами с элементами удержания РН на столе. Во внутренних объемах "сухих" отсеков размещены элементы БАСУ и БИК. В корпусах межбаковых, хвостовых и переходных отсеков предусмотрены люки для обслуживания элементов систем, размещаемых в этих отсеках. Материал «сухих» отсеков - углепластик. Магистрали ПГС и бортовая кабельная сеть размещены на наружное поверхности носителя и закрыты обтекателями.

Разделение первой и второй ступеней осуществляется по "горячей" схеме с запуском двигателя второй ступени в объем межступенчатого отсека. Для истечения продуктов запуска двигателя корпус отсека выполнен негерметичным, например, в виде оболочки сетчатой структуры, без обшивки, со сквозными отверстиями. Для варианта "холодного" разделения межступенчатый отсек должен наддуваться газом от порохового аккумулятора давления (ПАД). Разделение второй и третьей ступеней осуществляется по "холодной" схеме. Для разделения второй и третьей ступеней межступенчатый отсек наддувается газом от порохового аккумулятора давления. Снятие жестких связей между ступенями при их разделении обеспечивается применением в стыках разрывных пироболтов, либо болтов с единым пиротехническим (на основе безымпульсного передаточного ДУЗа) приводом для их раскрытия.

 

 

 

Рис. 13  Компоновка конструктивных элементов – баков, баллонов и двигателей первой ступени РН

 

 

 

 

Рис. 14  Конструктивные элементы баков и двигателей второй ступени и твердотопливный двигатель (РДТТ) третьей ступени РН

 

 

 

Рис. 16  Головная часть РН с обтекателем, КА и твердотопливным двигателем (РДТТ) третьей ступени РН

Для технических предложений принято нижнее размещение связей систем РН с ответными элементами наземного и пускового оборудования. В соответствии с этим, в районе опорной плоскости хвостового отсека первой ступени установлены пневмогидроколодки, и электросоединители, а соответствующие магистрали и БКС проложены вдоль всего корпуса РН. На последующих этапах разработки, в целях упрощения конструкции и снижения масс, для подвода коммуникаций к РН целесообразно рассмотреть вариант с использованием кабель-мачты.

Конструктивное исполнение РН позволяет осуществлять его транспортировку как в полностью собранном виде, так и автономную транспортировку его сборок.

 

Особенности конструкции третьей ступени

 

В состав III ступени РН входят: приборный отсек (ПО), в котором размещены приборы БАСУ, БИК и источники питания, апогейная двигательная установка и маршевый РДТТ. Головной обтекатель и ПН входят в состав космической головной части. В состав ПН входят КА и адаптер, на котором размещена система крепления и отделения КА, а также предусмотрены посадочные места для стыковки с корпусом ПО. БАСУ РКН разрабатывается на основе БИНС с применением спутниковой навигации. Структурная схема БАСУ РН распределенная - командно-вычислительное ядро размещается на III ступени, периферийные приборы БАСУ - на ступенях РН. Периферийные приборы связаны с командно-вычислительным ядром кодовыми линиями связи. БИК РН создается на базе бортовой телеметрической системы разработки и изготовления ОАО "ГРЦ Макеева", которая имеет модульную архитектуру, обладает большими информационными возможностями, построена на современных принципах и современной элементной базе, использует стандартные внутренние и внешние интерфейсы, имеет низкие габаритно-массовые, стоимостные характеристики и энергопотребление.

        

 Рис. 17 Взаимное расположение элементов конструкции третьей ступени РН

 

Корпус ПО представляет собой коническую обечайку с двумя торцевыми шпангоутами, выполненную из алюминиевого сплава АМГ-6. На шпангоуте меньшего диаметра имеются посадочные места для стыковки с ПН. Шпангоут большего диаметра имеет посадочные места для стыковки с ГО и с корпусом АДУ. На нем также размещено кольцевое резиновое уплотнение для обеспечения необходимой герметичности стыковки корпуса ПО с панелями ГО. На конической части корпуса ПО имеются посадочные места для установки аппаратуры БАСУ, СТИ и ампульных батарей, а в нижней части корпуса находятся лючки с герметичными крышками для обеспечения стыковки панелей ГО с корпусом ПО. Кроме того, по корпусу ПО осуществлена разводка БКС как между приборами БАСУ, так и к ГО, ПН, АДУ и ступеням ракеты.

АДУ представляет собой четырехбаковую ДУ, выполненную по вытеснительной схеме подачи компонентов топлива (АТ+НДМГ). В состав ДУ входят четыре маршевых ЖРД МТ тягой по 5 кгс, которые установлены на корпусе ДУ МТ под углом 15° к продольной оси ракеты в плоскостях

стабилизации. Также на корпусе АДУ установлены четыре ЖРД МТ крена тягой по 2,5 кгс.

Корпус АДУ представляет собой коническую обечайку с двумя торцевыми шпангоутами, выполненную из алюминиевого сплава АМг-6. Шпангоут большего диаметра предназначен для стыковки корпуса АДУ с корпусом ПО, а шпангоут меньшего диаметра предназначен для стыковки с передней юбкой маршевого двигателя третьей ступени. На конической части имеются посадочные места для крепления баков и агрегатов АДУ.

 

Массовые характеристики ПО и АДУ III ступени, кг:

Приборный отсек

150

корпус

45

БАСУ

42

БИК с АФУ и ХИТ

45

аккумуляторные батареи БАСУ

8

БКС межприборная

10

АДУ

240

корпус АДУ

20

конструкция АДУ

50

баки (4 шт.)

32

система подачи компонентов топлива

8

4 ЖРД МТ маршевые и 4 ЖРД МТ крена

10

топливо заправочное (заправка переменная)

до 170

окислитель

110

горючее

60

 

Твердотопливный двигатель третьей ступени

 

Предварительные требования к РДТТ III ступени и параметрам его работы сформулированы следующим образом:

 

тяга двигателя в пустоте, средняя ~ 4700 кг;

удельный импульс тяги в пустоте ~ 297...300 с;

масса заряда       ~ 2900 кг;

диаметр среза сопла    — 1170 мм;

наружный диаметр корпуса  - 1400 мм;

угол отклонения сопла - 4°

 

В таблице 2.1 представлены характеристики некоторых известных, ранее отработанных отечественных РДТТ верхних ступеней ракет. Из них тяговые характеристики, отвечающие предварительным требованиям, не имеет ни один вариант. В то же время анализ зарубежных источников показывает, что в США и в Европе космические РДТТ верхних ступеней и разгонных блоков с подобными требованиями применяются в РН различного класса.

 

Таблица 2.1 Характеристики российских РДТТ

№ п/п

Масса заряда, кг

Время работы, с

Средняя тяга, кг

Удельный импульс тяги, с

Наличие ОУ

1

7040

62

35000

295

сОУ

2

4600

34

42000

306

сОУ

3

4240

35,5

36000

294

сОУ

4

3400

52

20000

300

без ОУ

5

1460

54

8300

301

сОУ

 

*** На основании этих характеристик выполнена проектная оценка для  разрабатываемого двигателя третьей ступени РН сверхлегкого класса

 

Описание конструкции двигателя третьей ступени:

 

Двигатель третьей ступени (рис. 2.22) состоит из органопластикового корпуса, снаряженного зарядом твердого топлива, и поворотного управляющего сопла (ПУС), снабженного рулевым приводом. Корпус органопластиковый, типа "кокон", изготавливается методом непрерывной намотки органоволокна "Русар", пропитанного эпоксидным связующим ЭХД или ЭДТ-10. Предел прочности и модуль упругости органопластика в однонаправленном образце составляют:

σ00 >230 кгс/мм2; Е00 > 11000 кгс/мм2.

Для скрепления со смежными отсеками ракеты-носителя корпус двигателя снабжен передним и задним стыковочными элементами, соединенными между собой с помощью легкой наружной оболочки второго кокона. Переднее отверстие корпуса - технологическое, закрывается глухой передней крышкой при сборке двигателя. Заднее сопловое отверстие корпуса служит для крепления ПУС. Поворотное управляющее сопло состоит из неподвижной и поворотной частей и служит для отклонения вектора тяги двигателя от нулевого номинального положения. Поворотная часть ПУС с помощью эластичного опорного шарнира закреплена на неподвижной части и обеспечивает отклонение вектора тяги на рабочий угол в двух каналах управления (тангажа и рыскания) одновременно. В околосопловом пространстве расположен гидравлический рулевой привод с источником питания и рулевыми машинами (по одной в каждом канале управления и по одному гидроцилиндру в каждой рулевой машине).

 

 

 

Теплозащитные и эрозионностойкие покрытия

Внутренняя поверхность пластиковой силовой оболочки покрыта герметизирующим и теплозащитным покрытием из резины 51-2110.

Прилегающая к заряду поверхность ТЗП облицована защитно-крепящим слоем, выполненным из резины 51-1615 и нанесенной на нее эластичной капроновой ткани. Заряд раскреплен с корпусом по заднему днищу с помощью манжеты. Манжета выполнена из резины 51-2110.

Газовый тракт сопла образован верхним воротником из углепластика ЭПАН, входным вкладышем из УУКМ КИМФ, критическим вкладышем из УУКМ ДЕСНА с облицовкой из вольфрамового сплава ВНДС и барьерным слоем из нитрида гафния. Материал раструба - углепластик УТЗФ2УМН.

На силовой корпус неподвижной части нанесено покрытие из резины 51-2101.

Расчет толщин ТЗП и ЭСМ проводился исходя из следующих допустимых значений температур на элементы конструкции:

·       на внутренней поверхности силовой оболочки корпуса t доп = 200 °С на момент окончания работы двигателя;

·       на силовом корпусе критического сечения сопла t доп = 150 °С на момент окончания работы двигателя;

·       на силовом корпусе неподвижной части и раструба t доп = 250 °С на момент окончания работы двигателя.

Плотности используемых материалов приведены в таблице 2.2.

 

Таблица 2.2  Плотности используемых материалов

Марка материала

Плотность, г/см3

51-2110

1,06

51-2101

1,15

51-1619

1,2

ЭПАН

1,425

КИМФ

1,81

Десна

1,925

ВНДС

17,5

УТЗФ2УМН

1,34

 

Был проведен тепловой расчет двигателя при условии его сохранности в составе ракеты после окончания работы до ~ 2000с.

При выбранных для расчетов условиях теплообмена в период после окончания работы двигателя было рассчитано изменение температуры в конструкции двигателя по времени, на основе которых были определены исходные толщины ТЗП и ЭСМ.

Получены следующие толщины ТЗП и ЭСМ (для варианта с "глухим" зарядом):

По корпусу:

·       переднее днище: от 5мм у горловины до 11,5мм на экваторе;

·       цилиндрическая часть от 11,5мм на экваторе переднего днища до 20,5мм на экваторе заднего днища;

·       заднее днище: от 25мм у горловины до 20,5мм на экваторе, толщина манжеты 8мм.

По соплу:

·       критическая часть: X 104мм;

·       раструб сопла: от 48мм до 20мм на срезе сопла.

Выбор топлива и геометрии заряда

Для заряда маршевого РДТТ третьей ступени рассматривались современные смесевые твердые ракетные топлива с технологией снаряжения «свободное литье» в корпус двигателя. Характеристики топлив и геометрия заряда должны удовлетворять основным требованиям к тяговым и энергомассовым характеристикам двигателя.

Представленное соотношение основных заданных параметров двигателя определяет, что номинальное время работы двигателя на основном режиме должно составлять ~ 180с. Следует отметить особую специфичность данного требования, так как характерное для известных маршевых крупногабаритных РДТТ-аналогов время работы составляет, как правило, 40...80с. Обеспечение столь продолжительного заданного времени работы определяющим образом влияет на выбор топлива и геометрии заряда.

Известно, что для минимизации массы внутренней тепловой защиты РДТТ и, соответственно, обеспечения более высокого весового совершенства конструкции двигателя предпочтительна геометрия заряда с центральным сквозным каналом, однако при этом, для рассматриваемого диаметра корпуса, величина горящего свода заряда составляет 500...550 мм. Реализация требуемого времени работы в этом случае возможна при скорости горения топлива в двигателе U~3 мм/с, т.е. требуется применение медленногорящего топлива. Штатные смесевые медленногорящие твердые топлива имеют невысокие энергомассовые характеристики (J40/1 < 220-230с, ρ<1,65-1,7г/см3) и их применение крайне неэффективно и не позволяет выполнить заданные энергетические характеристики. Наилучший комплекс характеристик при удовлетворяющей скорости горения имеет одно из разрабатываемых в отрасли топлив (J40/1 ~244с, ρ ~1,8г/см3). Его применение может обеспечить с некоторым дефицитом по удельному импульсу тяги характеристики двигателя близкие требуемым. Однако данное топливо к настоящему времени не в полной мере доведено разработчиком до стадии ОКР, и для его внедрения необходимо завершить исследования характеристик в объеме нормативно-технического паспорта.

Для проектно-расчетной оценки основных параметров работы варианта двигателя на низкоскоростном твердом топливе с канальным зарядом приняты следующие характеристики разрабатываемого твердого топлива:

-                      расчетные удельный импульс тяги,                        J40/1= 244с;

-                      плотность топлива,                                                  ρ =1,8г/см3;

-                      скорость горения,                                                   U80 =3,5...5мм/с;

-                      показатель степени в законе горения                      ν=0,4

-                      температура продуктов сгорания (ПС)                   Т40=3080К;

-                      окислительный потенциал ПС                                Вm=0,068;

-                      содержание К-фазы в ПС                                        ZKФ=30%;

-                      термодинамический удельный импульс тяги в пустоте, в зависимости

Рассмотрен также альтернативный вариант геометрии топливного заряда двигателя - заряд с центральным, несквозным (глухим) каналом небольшой длины, т.е., по сути, заряд торцевого горения. В этом случае величина горящего свода в рассматриваемом двигателе может составлять до 1000мм и требуемое время работы РДТТ обеспечивается при скорости горения топлива ~5,5мм/с.

Если одновременно реализовать сравнительно невысокий уровень рабочего давления в двигателе (~40кгс/см ), то обеспечение указанного уровня скорости горения топлива является решенной проблемой, в том числе и для топлив с достаточно высоким уровнем энерго-массовых характеристик. Известны штатные рецептуры современных смесевых твердых топлив, имеющие необходимую скорость горения при уровне энергетических характеристик J40/1=252-254 с, ρ =1,82-1,85г/см, среди которых возможен выбор конкретного типа топлива и его разработчика.