ПОРОХА И РАКЕТНЫЕ ТВЕРДЫЕ ТОПЛИВА — ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ ДВИЖЕНИЯ МЕТАЕМЫХ ТЕЛ И РАКЕТ. ОБЩИЕ ПРЕДСТАВЛЕНИЯ О ДВИЖЕНИИ МЕТАЕМЫХ ТЕЛ

Две тысячи лет назад в Китае взлетела маленькая картонная ракета, которая была начинена черным порохом. Хотя она почти и не имела ничего общего с современными боевыми и исследовательскими ракетами, двигалась она на основании тех же законов, что и современные многотонные ракеты, которые выводят в космос спутники и аппараты, долетают до других планет, или ракеты, которые способны доставлять разрывные заряды для поражения целей на расстояниях в тысячи километров и сбивать сверхзвуковые самолеты на больших высотах. Развитие техники метания тел за счет химической энергии в течение двух тысяч лет происходило очень медленно. Одной из причин являются ограниченные энергетические возможности и другие отрицательные свойства единственного вплоть до конца XIX в. метательного взрывчатого вещества — черного пороха.

Черный порох — первое ракетное топливо, а также первое метательное В В в ствольном оружии, впервые появившееся в Европе в начале XIV в. у французов во время англо-французской войны, включает в себя горючее и окислитель. Он состоит из калийной селитры К1ЧО-,, древесного угля С и серы 8. Кислород селитры является окислителем, уголь — горючим, а сера — горючим и цементатором. Сера — плохое горючее, но она необходима, потому что, имея меньшую температуру зажжения, сгорает первой, подогревает углерод и обеспечивает тем самым условия для его взаимодействия с кислородом селитры.

Качество черного пороха как метательного ВВ весьма низкое. При его сгорании выделяется всего 2500—2900 кДж тепла на I кг. Этим, с одной стороны, и объясняется приостановка во второй половине XIX в. работ по созданию современного ракетного оружия.

Только после открытия в 20-х г. XX в. возможностей использования в ракетах нитроцеллюлозных порохов (НЦП) ракеты вновь начали широко применяться в боевых условиях и стали основным видом вооружений современных армий.

В чем же состоит основное общее требование к порохам и твердым ракетным топливам как метательным В В? Они должны при выстреле обеспечить необходимую дальность стрельбы, поэтому следует хорошо представлять, от каких свойств и характеристик порохов и РТТ зависит дальность полета снаряда или ракеты.

Без учета сопротивления воздуха движущимуся в нем по инерции снаряду, выпущенному при выстреле с начальной скоростью «0 под углом ср к горизонту, дальность полета определяется по известной формуле механики

L _ 2^,tg(pcos2(p _ и sin2ср

g ~ 8

где# — ускорение силы земного притяжения, равное 9,81 м/с2; (р — угол метания (угол между горизонтом и направлением скорости снаряда в точке вылета).

Изменяя угол метания ср, можно менять дальность полета снаряда. Максимальная дальность может быть достигнута при угле метания ср = 45°, который поэтому называется углом максимальной дальности.

Тогда Ттах = —, или приблизительно L

= 0 ,Ц.

9,81 ‘ тах

На рис. 1.1 схематически показаны траектории полета снаряда

при разных углах метания.

При одинаковых углах метания дальность полета снаряда в без-

воздушном пространстве пропорциональна квадрату его начальной скорости и(). Это наибольшая скорость, которую снаряд достигает при своем движении, начинающемся в стволе и заканчивающемся при столкновении с целью. Он приобретает ее на расстоянии 50—70 калибров от дульного среза. Величина и0, а следовательно, и дальность стрельбы определяются процессами, протекающими в стволе при выстреле, из которых важнейшим является горение пороха и образование газов. Этот процесс, как вполне понятно, зависит от условий горения и в значительной степени — от свойств пороха как метательного ВВ — источника энергии.

Траектория полета артиллерийского снаряда

Рис 1.1. Траектория полета артиллерийского снаряда:

  • 7 - при ф = 45°; 2 - настильная (ф < 45°);
  • 3 - навесная (ф > 45°)

Что же происходит при выстреле? Выстрел из артиллерийского орудия длится всего 0,001 — 0,06 с. За это время энергия, содержащаяся в пороховом заряде, преобразуется в тепловую энергию газов, которые производят работу разгона снаряда соответственно колоссальным мощностям. Например, мощность 122-мм гаубицы (обр. 1938 г.) составляет 130 000 кВт, т.е. равна удвоенной мощности Волховской ГЭС. Мощность выстрела из тяжелого орудия может достигать миллионов киловатт. При выстреле из современного орудия давление газов в стволе достигает 200—400 МПа, а их температура 2000—3000 К. Ускорение, которое снаряд приобретает под действием сил давления газов на его дно, равно а = Р^снсн, где р — давление газов; Дсн — площадь дна снаряда, равная площади поперечного сечения канала ствола; тсн — масса снаряда.

Характер изменения давления газов и скорости снаряда по длине ствола орудия при выстреле показан на рис. 1.2.

Кинетическая энергия снаряда при вылете его из ствола равна работе сил давления газов за время движения снаряда по каналу ствола. На коротком отрезке пути снаряда Д/, на котором давление можно принять постоянным, работа, совершенная на нем силами давления газов, будет равна АЛ = рА^сн. Произведение рА/ ссть площадь прямоугольника со сторонами р и А/. Полную работу сил давления газов на пути движения снаряда, равном длине ствола /, можно определить как сумму площадей подобных прямоугольников, построенных на оси / и умноженных на площадь дна снаряда Д'сн: АА тах= ? ААр = = Х/?Д/5сн. Площадь поля, ограниченную сверху кривой давления газов, можно заменить равновеликим прямоугольником с высотой

Изменение давления пороховых газов и скорости снаряда при выстреле

Рис. 1.2. Изменение давления пороховых газов и скорости снаряда при выстреле:

  • 7 - заряд из нитратцеллюлозного пороха;
  • 2 - из дымного ружейного пороха

я и основанием / , т.е. Е/гД/А" = о / 6" . Тогда получим выражение

ср ? сн ср ? сн

для кинетической энергии снаряда ? :

К

(1.2)

Е = 0,5/w = =р IS .

к ’ сн 0 ^ср ? сн

Отсюда начальная скорость определяется выражением

Аф сн

  • 0,5/77
  • (1.3)

сн

Согласно формуле (1.3) начальная скорость снаряда находится в прямой зависимости от длины ствола, среднего давления при выстреле и в обратной зависимости от отношения S /т , называемого поперечной нагрузкой. Так как давление газов в стволе при выстреле не остается постоянным (р ф const), а меняется, возрастая сначала до о . а затем падая до р. формулу (1.3) можно преобразовать

ГПаХ

в вид

/ г»

max н

К 0,5т

(1.4)

сн

где Кртахсртах1^сн/и10,5тсн - коэффициент дегрессивности давления.

Чем больше коэффициент К, тем выше при том же среднем давлении, определяющем скорость снаряда, максимальное давление, по которому рассчитывают прочность и толщину стенок ствола, тем больше масса ствола и меньше подвижность орудия.

Входящее в формулу (1.4) максимальное давление ртах газов при выстреле косвенно выражает энергию этих газов, зависящую от удельной энергетической характеристики пороха и массы заряда, от которых зависит и начальная скорость снаряда. Полный запас энергии в I кг пороха (его внутренняя химическая энергия) — это количество тепла, которое выделяется при сгорании в постоянном объеме ду. В технической термодинамике работа, которую смогли бы совершить газы за счет этого количества тепла в адиабатическом (без теплообмена с окружающей средой) процессе расширения, выражается уравнением А = Я()Т]/(к - 1), где /?0 — удельная газовая постоянная (удельная работа газа при расширении его под атмосферным давлением при нагревании на 1 К); Г, — температура, до которой нагревается газ (для порохов Тх = Ту изохорная температура горения); к = сру — показатель адиабаты.

В энергетических расчетах выстрела из орудия как тепловой машины применяется максимальная теоретически возможная работа

пороховых газов, полученных при сгорании 1 кг пороха Я0Т]/(к - 1). В процессе реального выстрела лишь часть этой энергии передается от газов снаряду. Превращение тепловой энергии газов ту в кинетическую энергию снаряда массой тсн выражается равенством ц0т ЯЛ'х/{к - 1) = тснЫц/2, где г|0 — коэффициент полезного действия. Из этого равенства получаем формулу, выражающую зависимость начальной скорости снаряда от параметров пороховых газов (/?0, Тр к), условий заряжания (тп - тт) и конструкции орудия (шсн, г|0):

(1.5)

Параметры пороховых газов определяются химическим составом пороха. Коэффициент преобразования энергии г|0 зависит не только от конструкции орудия, но и оттого, как, по какому закону сгорает порох и образуются газы, что связано с геометрическими данными

пороховых элементов и конструкцией порохового заряда.

Сравнивая выражения для коэффициентов К =—"1,1Х * сн („2/2) 0/2)т

Г|0 = ^ ^ —— > следует отметить следующее:

и

см

Я0Тіт„/(к-1)

  • • по коэффициенту К оценивается влияние на степень использования энергии пороховых газов (пороха) конструктивных характеристик системы и характера горения порохового заряда = = />тах//>ср). Он связан с прогрессивносгыо-дегрессивностью горения, т.е. с интенсивностью газообразования Г = (х/е^а. Это баллистическая оценка выстрела. По коэффициенту г|0 оценивается степень механического преобразования тепловой энергии пороховых газов, равной полному запасу энергии пороха Я0Т1тп/(к - I) при выстреле. Это термодинамическая оценка выстрела как процесса в тепловой машине — орудии;
  • • при равной энергии движения метаемого снаряда т и^/2, коэффициент К всегда больше коэффициента г|0, так как полная энергия пороха Я0Т{тп/(к - 1) больше работы, совершаемой пороховыми газами Ясн1„Ртах, практически при любых возможных значениях величин 5сн, 1Е, и,ртах.

Таким образом, начальная скорость снаряда в значительной степени определяется характеристиками пороха. Из формулы (1.5) можно заключить также, что для обеспечения начальной скорости снаряда и() величины, зависящие от характеристик пороха, должны сочетаться с величинами, зависящими от конструктивных характеристик орудия. Конструктивно ствольные системы огнестрельного оружия, предназначенные для решения боевых задач, разнообразны. Поэтому и характеристики порохов как важнейшего фактора, определяющего возможность получения данной начальной скорости снаряда, различны.

Артиллерийская техника развивалась медленно. Начальная скорость снаряда (основной показатель качества орудия) возросла заметно лишь к концу XIX в. Увеличению начальной скорости препятствовали не только низкие энергетические характеристики дымного пороха (для этого пороха произведение /?07", составляет всего 280 кДж/кг), но и неблагоприятно развивающийся процесс его горения при выстреле. Порох сгорал прежде, чем ядро успевало приобрести значительную скорость. Пороховые зерна при горении распадались на мелкие частицы, что увеличивало поверхность горения и интенсифицировало газообразование. Приток газов возрастал значительно быстрее, чем увеличивался объем в стволе за счет движения ядра. Кривая 2 (см. рис. 1.2) вначале резко взмывала, а затем следовал крутой спад, т.е. для орудий с зарядами из ДП был очень высок коэффициент Кр, равный отношению максимального давления в стволе к среднему давлению. Максимальное давление ввиду низкой прочности ствола, изготовляемого из бронзы, значительно повысить было нельзя. Низкое максимальное давление и высокий коэффициент Кр не позволяли получать большие начальные скорости ядра, а следовательно, и дальность стрельбы.

На рис. 1.3 показана траектория полета неуправляемой ракеты.

С момента включения двигателя ракета под действием тяги начинает движение по направляющей пусковой установки, сходя с которой приобретает скорость и . Далее ракета совершает свободный полет под воздействием тяги, а также сил сопротивления воздуха и земного притяжения. Поскольку сила тяги во много раз превышает тормозящие силы, скорость ракеты непрерывно возрастает и достигает максимального значения ?/тах в некоторой точке А траектории,

ОА - активный участок; АС - пассивный участок

где прекращается работа двигателя. Часть пути О А называется активным участком траектории. Далее следует пассивный участок полета АС, на котором движение ракеты не отличается от движения артиллерийского снаряда. Дальности активного участка ОА и конечного участка С С составляют малую долю полной дальности полета ракеты. Поэтому можно с небольшой погрешностью допустить Ь = ЬАС, т.е. максимальная дальность полета ракеты по аналогии с орудием будет определяться углом бросания 0Л, скоростью ракеты в точке А, а также ее поперечной нагрузкой и аэродинамическим качеством.

Масса ракеты во время работы двигателя за счет выгорания топлива непрерывно уменьшается. Ракета, таким образом, представляет собой движущееся тело переменной массы. Скорость движения такого тела теоретически рассчитывается по формуле К.Э. Циолковского, не учитывающей, однако, сил земного притяжения и сопротивления воздуха:

Г

^тах = 2,303 и,

1-

т

п.гр

  • (1.6)

V

т

трт

/

где ие — эффективная скорость истечения газов; ти — масса полезного груза (боевая часть ракеты и др. ); т1рг — масса ракетного топливного заряда; а = т. /л* — коэффициент массового совершенства

двигателя.

Из формулы (1.6) следует, что для увеличения скорости ракеты (7тах необходимо повышать эффективную скорость истечения газов из сопла двигателя ие и снижать коэффициент а. Газодинамическая характеристика продуктов сгорания ракетного топлива ие определяется составом пороховых газов, их термодинамическими параметрами /?(), Т0, к. Если бы весь запас химической энергии, содержащейся в топливе, удалось полностью преобразовать в кинетическую энергию истекающей газовой струи, получилась бы максимально возможная (предельная) скорость истечения, равная

«"Р = ^ЗД. 0 7)

где к — показатель адиабаты, величина которого зависит от состава газов; /?0 — удельная газовая постоянная; 77 начальная температура газов, образующихся при сгорании топлива (изобарная температура горения топлива).

Значения входящих в формулу (1.7) параметров газа зависят от химического состава ракетного топлива и условий его горения. Получить предельную скорость истечения ипр можно только в случае

безграничного расширения газов (до давления, близкого к нулю), истекающих в пустоту без потерь энергии. В действительности всегда получается так называемая эффективная скорость истечения газов: ие = геи , где ге коэффициент, аналогичный коэффициенту полезного действия, всегда меньше единицы. Величина его зависит от степени расширения в сопле, т.с. от отношения давления газов в камере двигателя рк к их давлению на срезе сопла ра. Чем больше это отношение, тем выше значения ге и ие. Достичь увеличения отношения рка можно главным образом за счет повышения давления в камере рк. Факторы, влияющие на давление, видны из формулы для рабочего давления газов в камере сгорания РДТТ (формула Бори):

Г

V

"]Р rS

гор

1-и

^исФ2^1

кр у

(1.8)

При данном отношении S /S и качестве конструкции ф, величина давления о зависит от природы РТТ:

К

(1.9)

^ис *0 /у]J0 ^ис > ^1 U /рц<> pv,

где К0 = 2(к + ) 1/(А+1)^"; 'ис - время истечения;/0 = /?0г0.

Увеличить эффективную скорость истечения можно за счет повышения энергии газов (7?0, Т{), к), т.е. за счет роста энергетических характеристик ракетного топлива.

Современные ракеты в зависимости от их назначения имеют самые разнообразные характеристики. Например, масса их колеблется от нескольких килограммов до нескольких тысяч тонн. В соответствии с этим меняется и потребная величина силы, возникающей при работе ракетного двигателя. В широком диапазоне колеблется и время работы двигателя — от десятых долей секунды до сотен секунд. Разнообразие характеристик ракет удовлетворяется конструкцией ракеты, конструкцией заряда и разнообразием характеристик твердого ракетного топлива. На рис. 1.4 показаны старты, траектории и цели ракет РДТТ различных классов.

Первое ракетное топливо — дымный порох, не обладая высокой энергетикой и однообразием характеристик горения, не стимулировал развития ракетостроения.

Появившиеся на смену дымному нитратцеллюлозные пороха существенно превосходят его по всем характеристикам. Нитратцеллю-лозными они называются потому, что получаются из пластифицированных высокомолекулярных соединении — нитратов целлюлозы. В качестве растворителя-пластификатора применяются низкомоле-

Авиационная ? х ракета (класс:

' «воздух—воздух») X

У

/

/

/

У

/

/

/

/ /

Авиационная Баллистическая ракета

ракета (класс: (класс: «подводная

«воздух—земля») лодка — земля»)

Баллистическая ракета (класс: «земля—земля»)

Крылатая ракета

(класс: «земля— ,

земля») /

/

Зенитные ? управляемые ракеты (класс: «земля—воздух»)

/

Противотанковые управляемые ракеты (класс: «земля—земля»)

Рис. 1.4. Ракеты с двигателями на твердом топливе разных классов: старты, траектории и цели

Противолодочный управляемый снаряд (класс: «корабль — подводная лодка»)

Противоракета (класс: «земля — воздух»)

кулярные вещества — органические растворители (спирт, эфир, ацетон) и нитраты многоатомных спиртов — тринитрат глицерина, динитрат диэтиленгликоля, тринитрат ксилитана.

Нитратцеллюлозные пороха пришли в ракетную технику из артиллерии, где из них изготовляются метательные заряды к артиллерийским выстрелам, вторым важнейшим элементом которых является снаряд, снаряженный разрывным зарядом из бризантного ВВ. Пороха только «приспособили» к роли твердого ракетного топлива, т.е. дополнительно придали им свойства, необходимые ракетным топливам. Однако пределы этих возможностей у нитратцеллюлозных порохов не так уж велики и их характеристики близки к характеристикам современных артиллерийских порохов. Со временем стало ясно, что ожидать значительного роста тяговых параметров от ракетных двигателей с нитратцеллюлозным топливом нельзя, в то же время есть одна область ракетного вооружения, где такие двигатели практически труднозаменимы, — это ракеты ближнего боя. Хранение ракет с двигателями, работающими на нитратцеллюлозном топливе, и уход за ними подобны обслуживанию артиллерийских снарядов, а запуск их даже проще, чем выстрел снаряда из орудия. Стрельба может вестись с помощью простых направляющих рельсообразного типа, из тонкостенных труб, с лотков и даже с укупорки, в которой хранятся реактивные снаряды. Такими ракетами могут быть вооружены специальные машины (многозарядные ракетные установки), танки, вертолеты и индивидуально солдаты. Обычно пороха и твердые ракетные топлива горят по поверхности. Скорость такого горения сравнительно небольшая: на воздухе — несколько миллиметров в секунду, а под давлением — сантиметры, десятки и сотни сантиметров в секунду. Только такое горение может быть использовано в зарядных камерах ствольного оружия и камерах сгорания ракетных двигателей. Но при определенных условиях (удар, быстрый нагрев, разрушение пороховых элементов) может возникнуть явление, при котором порох загорается почти мгновенно по всей массе. В этом случае мгновенно образуется огромное количество газов — в сотни раз больше по объему, чем объем пороха. Снаряд нс успевает набрать скорость и освободить достаточное пространство за собой в стволе, или сопло реактивного двигателя не успевает пропустить достаточное количество газов, чтобы установилось газодинамическое равновесие между притоком и расходом газов и содержащейся в них энергии, вследствие чего может произойти взрыв и разрушение системы. Явление, когда порох сгорает с колоссальной скоростью (несколько километров в секунду), называется детонацией. Это значит, что склад артиллерийских зарядов или боевых ракет, занимающий пространство в несколько километров, может быть взорван и уничтожен в течение нескольких секунд.

Другим недостатком порохов и ракетных топлив является зависимость их горения от начальной температуры: при очень низких температурах горение порохов в некоторых условиях их служебного использования может быть вообще неустойчивым. Зависимость скорости горения от температуры пороха влияет на давление пороховых газов в канале ствола орудия или в камере сгорания реактивного двигателя, а значит, на скорость снаряда или ракеты и дальность полета.

Наряду с нитратцеллюлозными порохами и ракетными топливами, в настоящее время разработан и применяется целый ряд различных марок полимерных (смесевых) твердых ракетных топлив. Горючим в них могут служить различные виды каучуков и смол. Звено молекулы каучука состоит из нескольких атомов углерода и водорода, а звенья молекул полиуретанов, кроме того, имеют в своем составе кислород и азот, которые не являются горючими элементами. Поэтому теплота сгорания каучуков и смол выше теплоты сгорания полиуретанов и достигает у последних 27 300—29 400 кДж, а у первых 42 000—46 000 кДж на килограмм горючего. Для сравнения можно заметить, что при сгорании одного килограмма керосина выделяется несколько больше тепла, чем при сгорании каучуков и битумов, но керосин — жидкое горючее, он значительно легче и одна и та же его масса будет занимать гораздо больший объем.

Окислителями в смесевых топливах служат соли аммония, калия, лития, содержащие кислород. Например, аммиачная селитра N^N0., выделяет при разложении под действием тепла кислород по следующей химической реакции:

2N Н41МОз = 4Н20 + 21М2 + Ог

Следовательно, в аммиачной селитре кислорода, который может быть использован для окисления горючего, 20% , т.е. почти столько же, сколько его в воздухе. Из других твердых окислителей можно назвать перхлораты — соли хлорной кислоты: аммония NN40104, калия КСЮ4 и лития ЫС104. Эти окислители представляют собой кристаллические порошки, а горючее при подогреве — тестообразную массу. Таким образом, при смешении горючее обволакивает и связывает отдельные кристаллы порошка окислителя. Оно играет роль связки. После смешения топливо похоже на сырую резину. Им, как тестом, в нагретом состоянии заполняют камеру сгорания. При охлаждении оно загустевает и, полимеризуясь, затвердевает.

«Заряжание» или заполнение топливом сравнительно малых по размерам двигателей производится на заводах, но в настоящее время имеются ракетные двигатели с камерами сгорания диаметром до 6 м и более и длиной несколько десятков метров для зарядов массой в несколько сотен тонн. Ракету с таким зарядом нельзя перевезти обычными средствами — по железной дороге или тягачами. Топливо для нее подвозится в тестообразном виде к месту запуска. Там оно загружается в камеру сгорания, где и затвердевает.

Изготовить крупные заряды твердого топлива технологически очень сложно. При загустении топливной массы трудно получить сплошной монолитный заряд. В теле топливного заряда возникают трещины. Горение протекает и в них, в связи с чем увеличивается поверхность горения по сравнению с запрограммированной; при этом приток газов может резко возрасти, что неизбежно ведет к росту давления, нарушению устойчивого горения и в конечном счете — к незапро-граммированному полету ракеты. Однако эти трудности в настоящее время преодолеваются — изготавливаются твердотопливные заряды, обеспечивающие необходимую надежность работы двигателя.

Для повышения теплопроизводительности ракетных топлив считается целесообразным введение в их состав порошков металлических горючих с высокой теплотой сгорания, таких как бериллий, литий, алюминий, а также бор и его соединения с водородом — бораны. Таким образом можно достичь самой высокой теплопроизводительности топлив, приблизить ее к самым лучшим жидким топливам и даже превзойти их. Управление горением порохов и твердых топлив — достаточно сложная задача, особенно ракетных топлив, горение которых по программе во время полета ракеты необходимо прекращать и возобновлять.

Основным требованием к сгоранию порохов в камере и канале ствола, топлив в камере ракетного двигателя является соблюдение запрограммированного притока газов. Сила, действующая на снаряд или ракету, зависит от количества пороха и топлива, сгорающего в каждую единицу времени. Горение порохов и топлив происходит по имеющейся в данный момент оголенной поверхности, поэтому порох в орудии и топливо в камере двигателя должны быть такими по форме и размерам, так должны быть расположены, чтобы с течением времени сгорали слои, вполне определенные по объему. Если необходимо, чтобы сила давления газов в орудии или сила тяги двигателя возрастала, порох или топливо должны гореть быстрее или с увеличением поверхности; если, наоборот, уменьшалась — горение должно происходить менее интенсивно. Обычно стремятся к тому, чтобы порох в орудии сгорал с увеличением интенсивности, а топливо в камере ракетного двигателя — равномерно.

Заряд твердого топлива является одним из основных элементов двигателя. Поскольку весь запас топлива РД сосредоточен именно в заряде, то им определяются энергетические характеристики двигательной установки и баллистические параметры ракеты. В любом РДТТ топливный заряд является носителем энергии и источником образования рабочего тела — продуктов сгорания.

К топливным зарядам наряду с высокими энергетическими свойствами, о которых уже упоминалось, предъявляется еще целый ряд специфических требований. Так, в период работы ракетного двигателя заряд находится под действием сил инерции и давления газов в камере сгорания. Эти силы стремятся вызвать деформацию заряда. В двигателях со свободно вложенным зарядом под действием указанных нагрузок он подвергается продольному сжатию и растяжению в радиальном направлении, поэтому заряд должен отличаться достаточно высокими прочностными характеристиками. Механические свойства его должны позволять выдерживать возникающие напряжения без разрушения. Кроме того, заряд должен быть достаточно жестким, чтобы в процессе горения точно выполнялся запрограммированный закон изменения его поверхности. Вместе с тем он должен обладать умеренной упругостью, так как местные напряжения могут превысить допустимую величину, что приведет к разрушению заряда и двигателя. К аналогичному результату может привести плавление, сминание, раскалывание заряда, отслоение его от внутренней поверхности камеры (в случае если заряд скреплен с камерой). Удовлетворение этих требований во многом зависит от прочностных свойств самого топлива, геометрической формы, конструкции и способа крепления заряда в камере двигателя.

 
< Пред   СОДЕРЖАНИЕ     След >