ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(РДТТ),
пороховой ракетный двигатель, ракетный двигатель твёрдого топлива, реактивный
двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе (nopoxax).
В РДТТ всё топливо в виде заряда помещается в камеру сгорания; двигатель
обычно работает непрерывно до полного выгорания топлива.
РДТТ были первыми ракетными двигателями,
нашедшими практич. применение. Ракеты с РДТТ (пороховые ракеты) известны
уже ок. 1000 лет; они использовались как сигнальные, фейерверочные, боевые.
Описания "огненных стрел" - прототипов пороховых ракет - содержатся в кит.
и инд. рукописях 10 в. Это оружие представляло собой обычные стрелы, к
к-рым прикреплялись бамбуковые трубки, заполненные порохом. В 1-й пол.
17 в. в "Уставе" Онисима Михайлова описываются первые рус. ракеты-артиллерийские
ядра с каналом, в к-ром помещался пороховой заряд. В 1799 индийцы применяли
боевые ракеты против англ, колонизаторов, а в 1807 англичане использовали
подобные ракеты в войне с Данией (при осаде Копенгагена). Первоначально
топливом для РДТТ служил дымный порох. В кон. 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, а также в космонавтике в качестве тормозных
двигателей космич. летательных аппаратов и двигателей первых ступеней ракет-носителей.
РДТТ состоит из корпуса (камеры сгорания),
в к-ром размещён весь запас топлива, и реактивного с о пл а. Корпус РДТТ
обычно стальной, но иногда выполняется из стеклопластика. Околокритическая
(наиболее теплонап ряженная) часть сопла РДТТ делается из графита,
тугоплавких металлов и их сплавов, закритическая -из стали, пластич. 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 воспламените л ь
н о е устройство, к-рое может входить непосредственно в конструкцию РДТТ
или быть автономным (напр., спец. пусковой двигатель). В простейшем
случае воспламенит, 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 критич. сечения сопла; впрыскиванием жидкости, напр, воды,
в камеру РДТТ. Направление тяги РДТТ меняется с помощью газовых рулей;
отклоняющейся цилиндрич. насадки (дефлектора); вспомогат. управляющих двигателей;
качающихся сопел осн. двигателей и т. д. Для обеспечения заданной скорости
ракеты в конце активного участка 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
н
для микроракетных двигателей до 10-15 Мн для мощных двигателей,
устанавливаемых на ракетах-носителях (тяга экспериментального РДТТ, разработанного
в США, составляет ок. 16 Мн). Для лучших РДТТ (1975) удельный импульс
достигает 2,5-3 (кн -сек)/кг.
РДТТ характеризуются высокой надёжностью
(99,96-99,99%); возможностью длит, хранения, т. е. постоянной готовностью
к запуску; значит, 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 темп-ры; неудобство транспортировки
снаряжённых РДТТ; малое время работы; трудности, связанные с регулированием
вектора тяги; малый удельный импульс по сравнению с жидкостными ракетными
двигателями.
Лит.: Сокольский В. H., 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.
А Б В Г Д Е Ё Ж З И Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ъ Ы Ь Э Ю Я