Твердотопливный ракетный двигатель

(РДТТ) пороховой ракетный двигатель, ракетный двигатель твёрдого топлива, Реактивный двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе (Порохах). В РДТТ всё топливо в виде заряда помещается в камеру сгорания (См. Камера сгорания). Двигатель обычно работает непрерывно до полного выгорания топлива. РДТТ были первыми ракетными двигателями, нашедшими практическое применение. Ракеты с РДТТ (пороховые ракеты) известны уже около 1000 лет. Они использовались как сигнальные, фейерверочные, боевые. Описания «огненных стрел» — прототипов пороховых ракет — содержатся в китайских и индийских рукописях 10 в. Это оружие представляло собой обычные стрелы, к которым прикреплялись бамбуковые трубки, заполненные порохом. В 1-й половине 17 в.

В «Уставе» Онисима Михайлова описываются первые русские ракеты — артиллерийские ядра с каналом, в котором помещался пороховой заряд. В 1799 индийцы применяли боевые ракеты против английских колонизаторов, а в 1807 англичане использовали подобные ракеты в войне с Данией (при осаде Копенгагена). Первоначально топливом для РДТТ служил Дымный порох. В конце 19 в. Был разработан Бездымный порох, превосходивший дымный по устойчивости горения и работоспособности. В дальнейшем были получены новые высокоэффективные виды твёрдых топлив, что позволило конструировать боевые ракеты с РДТТ самой различной дальности, вплоть до межконтинентальных баллистических ракет. РДТТ применяются (1976) главным образом в реактивной артиллерии (См.

Реактивная артиллерия), а также в космонавтике в качестве тормозных двигателей космических летательных аппаратов и двигателей первых ступеней ракет-носителей. РДТТ состоит из корпуса (камеры сгорания), в котором размещен весь запас топлива, и реактивного сопла. Корпус РДТТ обычно стальной, но иногда выполняется из стеклопластика. Околокритическая (наиболее теплонапряжённая) часть сопла РДТТ делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, закритическая — из стали, пластических масс, графита. Твёрдое ракетное топливо обычно заливается в корпус РДТТ в полувязком текучем состоянии. После отверждения топливо плотно примыкает к стенкам, защищая их от горячих газов. Иногда (в РДТТ неуправляемых ракет) топливо закладывается в камеру в виде спрессованных из порошка зёрен и шашек.

Для зажигания топлива служит воспламенительное устройство, которое может входить непосредственно в конструкцию РДТТ или быть автономным (например, специальный пусковой двигатель). В простейшем случае воспламенительное устройство представляет собой навеску дымного пороха в оболочке из материи или металла. Навеска поджигается с помощью электрозапала или пиросвечи с пиропатроном. Регулирование тяги РДТТ может производиться изменением (увеличением или уменьшением) поверхности горения заряда или площади критического сечения сопла. Впрыскиванием жидкости, например воды, в камеру РДТТ. Направление тяги РДТТ меняется с помощью газовых рулей. Отклоняющейся цилиндрической насадки (дефлектора). Вспомогательных управляющих двигателей.

Качающихся сопел основных двигателей и т. Д. Для обеспечения заданной скорости ракеты в конце активного участка (См. Активный участок) траектории применяется «отсечка» РДТТ (гашение заряда путём быстрого снижения давления в камере двигателя, отклонение реактивной струи и др. Способы). Диапазон тяг РДТТ—от сотых долей к для микроракетных двигателей (См. Микроракетный двигатель) до 10—15 Мн для мощных двигателей, устанавливаемых на ракетах-носителях (тяга экспериментального РДТТ, разработанного в США, составляет около 16 Мн). Для лучших РДТТ (1975) удельный импульс достигает 2,5—3 (кн․сек)/кг. РДТТ характеризуются высокой надёжностью (99,96—99,99%). Возможностью длительного хранения, то есть постоянной готовностью к запуску.

Значительной тягой за счёт очень короткого времени горения. Безопасностью в обращении из-за отсутствия токсичных материалов. Большой плотностью топлива (1,5— 2 г/см3). Недостатки РДТТ. Большая масса конструкции из-за высоких давлений в камере сгорания. Чувствительность большинства видов топлива к удару и изменениям температуры. Неудобство транспортировки снаряженных РДТТ. Малое время работы. Трудности, связанные с регулированием вектора тяги. Малый удельный импульс по сравнению с жидкостными ракетными двигателями. Лит. Сокольский В. Н., Ракеты на твердом топливе в России, М., 1963. Рожков В. В,, Двигатели ракет на твердом топливе, М., 1971. Виницкий А. М., Ракетные двигатели на твердом топливе, М., 1973. Г. А. Назаров..