Твердотопливная ракета или твердотопливная ракета — ракета с ЖРД , использующая твердое топливо ( топливо / окислитель ). Самые ранние ракеты были твердотопливными, работавшими на порохе ; Появление пороховых ракет в войне можно приписать древним китайцам, а в 13 веке монголы сыграли ключевую роль в содействии их внедрению на запад. [1]
Все ракеты использовали ту или иную форму твердого или порошкообразного топлива до 20-го века, когда ракеты на жидком топливе предложили более эффективную и контролируемую альтернативу. Благодаря своей простоте и надежности твердотопливные ракеты до сих пор используются в военном вооружении по всему миру, в моделях ракет , твердотопливных ракетных ускорителях и в более крупных целях.
Поскольку твердотопливные ракеты могут храниться в течение длительного периода времени без значительной деградации топлива и поскольку они почти всегда надежно запускаются, они часто используются в военных целях, например, в ракетах . Более низкие характеристики твердого топлива (по сравнению с жидкостями) не благоприятствуют его использованию в качестве основного двигателя в современных ракетах-носителях среднего и большого размера, обычно используемых для коммерческих спутников и крупных космических зондов. Однако твердые тела часто используются в качестве накладных ускорителей для увеличения грузоподъемности или в качестве дополнительных верхних ступеней со стабилизацией вращения, когда требуются более высокие, чем обычно, скорости. Твердотопливные ракеты используются в качестве легких ракет-носителей для полезной нагрузки на низкой околоземной орбите (НОО) массой до 2 тонн или спасательной полезной нагрузки до 500 кг (1100 фунтов). [2] [3]
Простой твердотопливный ракетный двигатель состоит из корпуса, сопла , зерна ( порохового заряда ) и воспламенителя .
Твердая зерновая масса сгорает предсказуемым образом с образованием выхлопных газов, поток которых описывается потоком Тейлора-Кьюлика . Размеры сопла рассчитаны на поддержание расчетного давления в камере при создании тяги от выхлопных газов.
После воспламенения простой твердотопливный ракетный двигатель невозможно выключить, поскольку он содержит все ингредиенты, необходимые для сгорания, внутри камеры, в которой они сгорают. Более совершенные твердотопливные ракетные двигатели можно дросселировать или гасить [4] и повторно зажигать, контролируя геометрию сопла или используя вентиляционные отверстия. Кроме того, доступны импульсные ракетные двигатели , которые горят сегментами и которые можно зажечь по команде.
Современные конструкции могут также включать управляемое сопло для наведения, авионику , спасательное оборудование ( парашюты ), механизмы самоуничтожения , ВСУ , управляемые тактические двигатели, управляемые двигатели отклонения и ориентации , а также материалы для управления температурой.
Средневековая китайская династия Сун изобрела очень примитивную форму твердотопливной ракеты. [5] Иллюстрации и описания в китайском военном трактате XIV века «Хуолунцзин» , написанном военным писателем и философом династии Мин Цзяо Юем, подтверждают, что китайцы в 1232 году использовали прото твердотопливные ракеты, тогда известные как « огненные стрелы », чтобы отбросить монголов во время монгольского завоевания. Осада Кайфэна . [6] [7] Каждая стрела имела примитивную форму простой твердотопливной ракетной трубки, наполненной порохом. Один открытый конец позволял газу выходить и был прикреплен к длинной палке, которая служила системой наведения для управления направлением полета. [7] [6]
Первые ракеты с чугунными трубками были использованы в Королевстве Майсур под руководством Хайдера Али и Типу Султана в 1750-х годах. Эти ракеты поражали цели на расстоянии до полутора миль. Они были чрезвычайно эффективны во Второй англо-майсурской войне , закончившейся унизительным поражением Британской Ост-Индской компании . Слухи об успехе ракет Майсура против британцев послужили толчком к исследованиям в Англии, Франции, Ирландии и других странах. Когда в 1799 году британцы наконец захватили форт Шрирангапатана , сотни ракет были отправлены в Королевский арсенал недалеко от Лондона для проведения обратного проектирования. Это привело к первому промышленному производству военных ракет с помощью ракеты Конгрива в 1804 году. [8]
В 1921 году советская научно-исследовательская лаборатория « Лаборатория газовой динамики» начала разработку твердотопливных ракет, в результате чего в 1928 году был осуществлен первый запуск на расстояние около 1300 метров. [9] Эти ракеты были использованы в 1931 году для первого в мире успешного использования ракет для облегчения взлета самолетов . [10] Исследования продолжались с 1933 года в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ) разработкой ракет РС-82 и РС-132 , включая проектирование нескольких модификаций для систем класса «земля-воздух», «земля-земля», «воздух-воздух». бой на земле и в воздухе. [11] Самое раннее известное применение советскими ВВС неуправляемых зенитных ракет авиационного базирования в бою с самолетами тяжелее воздуха имело место в августе 1939 года во время битвы на Халхин-Голе . [11] В июне 1938 года РНИИ приступил к разработке реактивной системы залпового огня на базе ракеты РС-132. [12] В августе 1939 года законченным изделием стала реактивная установка БМ-13/Катюша . К концу 1938 г. состоялись первые значительные крупномасштабные испытания реактивных установок, было использовано 233 ракеты различных типов. Залп ракет мог полностью поразить цель на расстоянии 5500 метров (3,4 мили). К концу Второй мировой войны общее производство ракетных установок достигло около 10 000. [13] при этом для советских вооруженных сил было произведено 12 миллионов ракет типа РС. [14]
В Соединенных Штатах современные литые композитные твердотопливные ракетные двигатели были изобретены американским аэрокосмическим инженером Джеком Парсонсом в Калифорнийском технологическом институте в 1942 году, когда он заменил двухосновное топливо кровельным асфальтом и перхлоратом калия . Это сделало возможным создание ракетных двигателей медленного горения подходящего размера и с достаточным сроком хранения для использования в системах реактивного взлета. Чарльз Бартли , работавший в Лаборатории реактивного движения (Калифорнийский технологический институт), заменил липкий асфальт отверждаемым синтетическим каучуком , создав гибкое, но геометрически стабильное, несущее нагрузку пороховое зерно, которое надежно приклеилось к корпусу двигателя. Это сделало возможным создание твердотопливных ракетных двигателей гораздо большего размера. В 1954 году Atlantic Research Corporation значительно увеличила объем производства композитного топлива I sp , увеличив количество порошкообразного алюминия в топливе до 20%. [15]
Твердотопливные ракетные технологии получили наибольший импульс в технических инновациях, размерах и возможностях благодаря различным правительственным инициативам середины 20-го века по разработке все более эффективных военных ракет. После первоначальных проектов военной технологии баллистических ракет , разработанных с использованием жидкостных ракет в 1940-х и 1950-х годах, и Советский Союз , и Соединенные Штаты предприняли крупные инициативы по разработке твердотопливных местных , региональных и межконтинентальных баллистических ракет, включая твердотопливные. ракеты, которые можно было запускать с воздуха или с моря . Многие другие правительства также разработали эти военные технологии в течение следующих 50 лет.
К концу 1980-х годов и вплоть до 2020 года эти высокоэффективные твердотопливные ракетные технологии, разработанные правительством, применялись в орбитальных космических полетах во многих государственных программах , чаще всего в качестве ракет-носителей для добавления дополнительной тяги во время раннего подъема их преимущественно жидкостной ракеты. ракеты-носители . Некоторые конструкции также имели верхние ступени твердотопливных ракет. Примеры полетов в 2010-х годах включают европейский Ariane 5 , американские Atlas V и Space Shuttle , а также японский H-II .
Самыми большими твердотопливными ракетными двигателями, когда-либо построенными, были три монолитных твердотопливных двигателя Aerojet длиной 6,60 метра (260 дюймов), отлитые во Флориде. [16] Двигатели 260 SL-1 и SL-2 имели диаметр 6,63 метра (261 дюйм), длину 24,59 метра (80 футов 8 дюймов), весили 842 900 килограммов (1 858 300 фунтов) и имели максимальную тягу 16 МН (3 500 000 фунтов). фунт-сила). Продолжительность горения составила две минуты. Горловина сопла была достаточно большой, чтобы можно было пройти через нее стоя. Двигатель был способен служить полной заменой 8-моторной жидкостной первой ступени Saturn I , но никогда не использовался как таковой. Двигатель 260 SL-3 имел аналогичную длину и вес, но имел максимальную тягу 24 МН (5 400 000 фунтов силы) и меньшую продолжительность работы.
Проектирование начинается с необходимого общего импульса , который определяет массу топлива и окислителя . Затем подбираются геометрия и химический состав зерна, отвечающие требуемым характеристикам двигателя.
Следующие задачи выбираются или решаются одновременно. В результате получаются точные размеры зерен, сопел и геометрии корпуса:
Зерно может быть прикреплено или не прикреплено к оболочке. Двигатели с корпусом сложнее проектировать, поскольку деформация корпуса и летающее зерно должны быть совместимыми.
Распространенные виды отказов твердотопливных ракетных двигателей включают разрушение зерна, нарушение соединения корпуса и образование воздушных карманов в зерне. Все это приводит к мгновенному увеличению площади горящей поверхности и соответствующему увеличению скорости и давления выхлопных газов, что может привести к разрыву корпуса.
Еще одним видом отказа является разрушение уплотнения корпуса . Пломбы необходимы в кожухах, которые необходимо открывать для загрузки зерна. Если уплотнение выйдет из строя, горячий газ разрушит путь выхода и приведет к выходу из строя. Это и стало причиной катастрофы космического корабля « Челленджер» .
Твердое ракетное топливо сгорает с поверхности открытого топлива в камере сгорания. Таким образом, геометрия топлива внутри ракетного двигателя играет важную роль в общих характеристиках двигателя. По мере горения поверхности пороха форма меняется (предмет изучения внутренней баллистики), чаще всего изменяется площадь поверхности пороха, подвергающаяся воздействию дымовых газов. Поскольку объем топлива равен площади поперечного сечения , умноженной на длину топлива, объемный расход топлива равен площади поперечного сечения, умноженной на линейную скорость горения , а мгновенный массовый расход образующихся дымовых газов равен объемному расходу, умноженному на плотность топлива :
В зависимости от применения и желаемой кривой тяги часто используются несколько геометрических конфигураций :
Корпус может быть изготовлен из различных материалов. Картон используется для небольших моделей двигателей на черном порохе , тогда как алюминий используется для более крупных любительских двигателей на композитном топливе. Сталь использовалась для ускорителей космического корабля . Графитовые эпоксидные корпуса с намоткой используются для высокопроизводительных двигателей.
Корпус должен быть спроектирован так, чтобы выдерживать давление и возникающие в результате напряжения ракетного двигателя, возможно, при повышенной температуре. При проектировании корпус рассматривается как сосуд под давлением .
Чтобы защитить корпус от агрессивных горячих газов, на внутренней стороне корпуса часто используется защитная термоизоляция, которая удаляется , чтобы продлить срок службы корпуса двигателя.
Сходящаяся -расширяющаяся конструкция ускоряет выхлопные газы из сопла, создавая тягу. Сопло должно быть изготовлено из материала, способного выдерживать тепло потока дымовых газов. Часто используют термостойкие материалы на основе углерода, например аморфный графит или армированный углерод-углерод .
Некоторые конструкции включают в себя управление направлением выхлопа. Это может быть достигнуто путем подвески сопла, как в SRB космических челноков, использования реактивных лопаток в выхлопе, как в ракете Фау-2 , или путем управления вектором тяги впрыска жидкости (LITV).
LITV заключается в впрыске жидкости в поток выхлопных газов после горловины сопла. Затем жидкость испаряется и в большинстве случаев вступает в химическую реакцию, добавляя массовый поток к одной стороне потока выхлопных газов и тем самым обеспечивая управляющий момент. Например, твердые ускорители Titan III C впрыскивали тетраоксид азота для LITV; баки можно увидеть по бокам ракеты между центральной ступенью и ускорителями. [18]
Ранняя первая ступень Minuteman использовала один двигатель с четырьмя карданными соплами для обеспечения управления по тангажу, рысканию и крену.
Типичный, хорошо спроектированный двигатель первой ступени с композитным топливом на основе перхлората аммония (APCP) может иметь удельный вакуумный импульс ( I sp ) до 285,6 секунды (2,801 км / с) (Titan IVB SRMU). [19] Для сравнения: 339,3 с (3,327 км/с) для RP1/LOX (RD-180) [20] и 452,3 с (4,436 км/с) для LH 2 /LOX (Блок II RS-25 ) [21] двухтопливные двигатели. Удельные импульсы разгонного блока несколько больше: целых 303,8 с (2,979 км/с) для APCP (Orbus 6E), [22] 359 с (3,52 км/с) для RP1/LOX (RD-0124) [23] и 465,5 с (4,565 км/с) для LH 2 /LOX (RL10B-2). [24]
Фракции топлива обычно несколько выше для (несегментированных) твердотопливных первых ступеней, чем для верхних ступеней. Первая ступень Castor 120 массой 53 000 кг (117 000 фунтов) имеет массовую долю топлива 92,23%, а верхняя ступень Castor 30 массой 14 000 кг (31 000 фунтов), разработанная для COTS Taurus II компании Orbital Science (готовая коммерческая версия) (Международная космическая станция). пополнение запасов) ракета-носитель имеет долю топлива 91,3% с корпусом двигателя из графитовой эпоксидной смолы на 2,9%, соплом, воспламенителем и приводом вектора тяги на 2,4%, а также на 3,4% немоторным оборудованием, включая такие элементы, как крепление полезной нагрузки, межступенчатый адаптер, кабельные каналы, контрольно-измерительные приборы, и т. д. Castor 120 и Castor 30 имеют диаметр 2,36 и 2,34 метра (93 и 92 дюйма) соответственно и служат ступенями коммерческих ракет-носителей Athena IC и IIC. Четырехступенчатая ракета Athena II, использующая Castor 120 в качестве первой и второй ступеней, стала первой коммерческой ракетой-носителем для запуска лунного зонда ( Lunar Prospector ) в 1998 году.
Твердотопливные ракеты могут обеспечить высокую тягу при относительно низкой стоимости. По этой причине твердые тела использовались в качестве начальных ступеней в ракетах (например, в космических челноках ), оставляя при этом двигатели с высоким удельным импульсом, особенно менее массивные двигатели, работающие на водородном топливе, для более высоких ступеней. Кроме того, твердотопливные ракеты имеют долгую историю в качестве последней ступени разгона спутников из-за их простоты, надежности, компактности и достаточно высокой массовой доли . [25] Твердотопливный ракетный двигатель со стабилизацией вращения иногда добавляется, когда требуется дополнительная скорость, например, для полета к комете или внешней солнечной системе, поскольку спиннеру не требуется система наведения (на новой добавленной ступени). Обширное семейство космических двигателей Star компании Thiokol, в основном выполненных в титановом корпусе , широко использовалось, особенно на ракетах-носителях Delta и в качестве верхних ступеней со стабилизированным вращением для запуска спутников из грузового отсека космического корабля "Шаттл". Звездообразные двигатели имеют долю топлива до 94,6%, но дополнительные конструкции и оборудование снижают рабочую массовую долю на 2% и более.
Твердое ракетное топливо с более высокими характеристиками используется в крупных стратегических ракетах (в отличие от коммерческих ракет-носителей). HMX , C 4 H 8 N 4 (NO 2 ) 4 , нитрамин с большей энергией, чем перхлорат аммония, использовался в топливе межконтинентальной баллистической ракеты Peacekeeper и является основным ингредиентом топлива NEPE-75, используемого в Trident II D-5. Баллистическая ракета флота. [26] Именно из-за опасности взрыва более высокоэнергетическое военное твердое топливо, содержащее октоген, не используется в коммерческих ракетах-носителях, за исключением случаев, когда РН представляет собой адаптированную баллистическую ракету, уже содержащую октогенное топливо (Минотавр IV и V на базе снятых с вооружения МБР Peacekeeper). . [27] База воздушного вооружения ВМФ в Чайна-Лейк, Калифорния, разработала новое соединение C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 , называемое просто CL-20 (соединение № 20 в Чайна-Лейк). По сравнению с октогеном, CL-20 имеет на 14% больше энергии на массу, на 20% больше энергии на объем и более высокое соотношение кислорода к топливу. [28] Одним из мотивов разработки этих военных твердых топлив с очень высокой плотностью энергии является достижение возможности внеатмосферной ПРО на средней дистанции с помощью ракет, достаточно маленьких, чтобы поместиться в существующие подпалубные вертикальные пусковые трубы корабельного базирования и аэромобильные пусковые трубы, установленные на грузовиках. Было продемонстрировано, что топливо CL-20 соответствует закону Конгресса о нечувствительных боеприпасах (IM) 2004 года и может, при снижении его стоимости, быть пригодным для использования в коммерческих ракетах-носителях с очень значительным увеличением производительности по сравнению с предпочтительным в настоящее время твердым топливом APCP. пропелленты. Учитывая, что удельный импульс в 309 с уже продемонстрирован второй ступенью Peacekeeper с использованием топлива HMX, можно ожидать, что более высокая энергия топлива CL-20 увеличит удельный импульс примерно до 320 с в аналогичных приложениях верхней ступени межконтинентальной баллистической ракеты или ракеты-носителя без опасности взрыва. октогена. [29]
Привлекательным свойством для военного использования является способность твердого ракетного топлива оставаться загруженным в ракете в течение длительного времени, а затем надежно запускаться в любой момент.
Черный порох (порох) состоит из древесного угля (горючего), нитрата калия (окислителя) и серы (горючего и катализатора). Это один из старейших пиротехнических составов, применяемых в ракетной технике. В наше время черный порох находит применение в моделях ракет малой мощности (таких как ракеты Estes и Quest), [30] [31], поскольку он дешев и довольно прост в производстве. Топливная крупа обычно представляет собой смесь спрессованного мелкого порошка (в твердую твердую порцию), скорость горения которой сильно зависит от точного состава и условий эксплуатации. Удельный импульс дымного пороха невелик, около 80 с (0,78 км/с). Зерно чувствительно к разрушению и, следовательно, к катастрофическому разрушению. Черный порох обычно не находит применения в двигателях с тягой более 40 ньютонов (9,0 фунтов силы).
Состоящее из порошкообразного металлического цинка и порошкообразной серы (окислителя) ЗС или «микрозерно» — еще одно прессованное топливо, не находящее практического применения за пределами специализированных кружков любительского ракетостроения из-за своих плохих характеристик (поскольку большая часть ЗС сгорает вне камеры сгорания) и быстрого линейные скорости горения порядка 2 м/с. ZS чаще всего используется в качестве нового топлива, поскольку ракета разгоняется очень быстро, оставляя за собой впечатляющий большой оранжевый огненный шар.
В общем, ракетное топливо представляет собой окислитель (обычно нитрат калия) и сахарное топливо (обычно декстроза , сорбит или сахароза ), которым придают форму путем осторожного плавления компонентов топлива и заливки или упаковки аморфного коллоида в форму. Пороха Candy генерируют удельный импульс низкой или средней мощности примерно 130 с (1,3 км / с) и поэтому используются в основном ракетчиками-любителями и экспериментаторами.
Топливо DB состоит из двух монотопливных компонентов топлива, один из которых обычно действует как высокоэнергетический (но нестабильный) монотоплив, а другой действует как стабилизирующий (и гелеобразующий) монотоплив с более низкой энергией. В типичных обстоятельствах нитроглицерин растворяют в нитроцеллюлозном геле и затвердевают с помощью добавок. Пороха DB применяются в тех случаях, когда требуется минимальный дым, но при этом требуется средне-высокий I sp , примерно 235 с (2,30 км/с). Добавление металлического топлива (например, алюминия ) может увеличить производительность примерно до 250 с (2,5 км/с), хотя зародышеобразование оксидов металлов в выхлопных газах может сделать дым непрозрачным.
Порошкообразный окислитель и порошкообразное металлическое топливо тщательно смешиваются и иммобилизуются эластичным связующим (которое также действует как топливо). Композитные топлива часто изготавливаются на основе нитрата аммония (ANCP) или перхлората аммония (APCP). Композиционное топливо на основе нитрата аммония часто использует магний и/или алюминий в качестве топлива и обеспечивает средние характеристики (I sp около 210 с (2,1 км/с)), тогда как композитное топливо на основе перхлората аммония часто использует алюминиевое топливо и обеспечивает высокие характеристики: вакуум I sp до 296 с (2,90 км/с) с цельным соплом или 304 с (2,98 км/с) с телескопическим соплом с большой площадью сечения. [22] Алюминий используется в качестве топлива, поскольку он имеет разумную удельную плотность энергии, высокую объемную плотность энергии и его трудно случайно воспламенить. Композитные пороха отливаются и сохраняют свою форму после того, как каучуковое связующее, такое как полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB), сшивается (затвердевает) с помощью вулканизирующей добавки. Благодаря своим высоким характеристикам, умеренной простоте изготовления и умеренной стоимости APCP находит широкое применение в космических, военных и любительских ракетах, тогда как более дешевый и менее эффективный ANCP находит применение в любительской ракетной технике и газогенераторах . Динитрамид аммония , NH 4 N(NO 2 ) 2 , рассматривается как не содержащий хлора заменитель перхлората аммония в соотношении 1:1 в составных топливах. В отличие от нитрата аммония, АДН можно заменить АП без потери двигательной активности.
Твердое топливо из алюминия-APCP на основе полиуретана использовалось в ракетах Polaris, запускаемых с подводных лодок . [32] APCP, использованный в твердотопливных ракетных ускорителях космических кораблей, состоял из перхлората аммония (окислитель, 69,6% по массе), алюминия (топливо, 16%), оксида железа (катализатор, 0,4%), полимера полибутадиенакрилонитрила ( ПБАН) ( неуретановое каучуковое связующее, которое удерживало смесь вместе и действовало как вторичное топливо, 12,04%), и отвердитель эпоксидной смолы ( 1,96%). [33] [34] Он развивал удельный импульс 242 секунды (2,37 км/с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км/с) в вакууме. Программа Constellation на 2005–2009 годы должна была использовать аналогичный APCP, связанный с PBAN. [35]
В 2009 году группе удалось создать топливо из воды и наноалюминия ( ALICE ).
Типичные пороха HEC начинаются со стандартной композитной пороховой смеси (например, APCP) и добавляют в смесь высокоэнергетическое взрывчатое вещество. Этот дополнительный компонент обычно имеет форму небольших кристаллов гексогена или октогена , оба из которых имеют более высокую энергию, чем перхлорат аммония. Несмотря на скромное увеличение удельного импульса, реализация ограничена из-за повышенной опасности фугасных присадок.
Композитные модифицированные двухосновные пороха начинаются с двухосновного нитроцеллюлозно-нитроглицеринового пороха в качестве связующего и добавляют твердые вещества (обычно перхлорат аммония (AP) и порошкообразный алюминий ), обычно используемые в составных порохах. Перхлорат аммония восполняет дефицит кислорода, возникающий при использовании нитроцеллюлозы , улучшая общий удельный импульс. Алюминий улучшает удельный импульс, а также стабильность горения. Высокопроизводительные топлива, такие как NEPE-75, используемые в качестве топлива для Trident II D-5, БРПЛ, заменяют большую часть AP октогеном , связанным с полиэтиленгликолем , что еще больше увеличивает удельный импульс. Смешение составных и двухосновных компонентов пороха стало настолько распространенным, что размыло функциональное определение двухосновных порохов.
Одним из наиболее активных направлений исследований твердого топлива является разработка высокоэнергетического топлива с минимальной сигнатурой на основе нитроамина C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 CL-20 ( соединение № 20 Чайна Лейк ), имеющего 14% более высокая энергия на массу и плотность энергии на 20% выше, чем у октогена. Новое топливо успешно разработано и испытано в тактических ракетных двигателях. Пропеллент не загрязняет окружающую среду: не содержит кислот, твердых частиц и свинца. Он также бездымный и имеет лишь слабый ромбовидный узор, который виден в прозрачной выхлопной трубе. Без яркого пламени и густого дымного следа, образующегося при горении алюминизированного пороха, эти бездымные пороха практически исключают риск выдачи позиций, с которых запускаются ракеты. Новое пороховое топливо CL-20 нечувствительно к ударам (класс опасности 1.3) в отличие от нынешних бездымных порохов HMX, которые обладают высокой взрывоопасностью (класс опасности 1.1). CL-20 считается крупным прорывом в технологии твердого ракетного топлива, но пока не получил широкого распространения, поскольку стоимость остается высокой. [28]
Электрическое твердое топливо (ЭТП) представляет собой семейство высокоэффективных пластизолевых твердых топлив, которые можно воспламенять и дросселировать с помощью электрического тока. В отличие от обычного топлива для ракетных двигателей, которое сложно контролировать и тушить, ЭЦН можно надежно воспламенять через определенные промежутки времени и по продолжительности. Он не требует движущихся частей, а топливо нечувствительно к огню или электрическим искрам. [36]
Твердотопливные ракетные двигатели можно купить для использования в ракетостроении ; Обычно это небольшие цилиндры с черным пороховым топливом со встроенным соплом и, возможно, небольшим зарядом, который взрывается, когда топливо израсходовано после некоторой задержки. Этот заряд можно использовать для срабатывания камеры или раскрытия парашюта . Без этого заряда и задержки двигатель может воспламенить вторую ступень (только черный порох).
В ракетной технике средней и большой мощности широко используются двигатели APCP серийного производства. Они могут быть предназначены как для одноразового использования, так и для многоразового использования. Эти двигатели доступны в диапазонах импульсов от «A» (1,26–2,50 Нс) до «O» (20,48–40,96 кНс) от нескольких производителей. Они производятся стандартного диаметра и различной длины в зависимости от требуемого импульса. Стандартные диаметры двигателей составляют 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 и 150 миллиметров. Доступны различные составы топлива для создания различных профилей тяги, а также специальных эффектов, таких как цветное пламя, следы дыма или большое количество искр (которые получаются путем добавления в смесь титановой губки).
Почти все зондирующие ракеты используют твердотопливные двигатели.
Благодаря надежности, простоте хранения и обращения твердотопливные ракеты используются на ракетах и межконтинентальных баллистических ракетах.
Твердотопливные ракеты подходят для вывода небольших полезных грузов на орбитальные скорости, особенно если используются три и более ступеней. Многие из них основаны на перепрофилированных межконтинентальных баллистических ракетах.
В более крупных орбитальных ракетах на жидком топливе часто используются твердотопливные ракетные ускорители, чтобы получить достаточную начальную тягу для запуска полностью заправленной ракеты.
Твердое топливо также используется в некоторых верхних ступенях, в частности в Star 37 (иногда называемой верхней ступенью «Горелка») и Star 48 (иногда называемой « Модулем полезной нагрузки » или PAM), оба первоначально производились компанией Тиокол , а сегодня — Northrop Grumman . Они используются для вывода больших полезных грузов на намеченные орбиты (например, спутников Глобальной системы позиционирования ) или меньших полезных грузов на межпланетные или даже межзвездные траектории. Еще одной твердотопливной верхней ступенью, используемой на космических кораблях «Шаттл» и «Титан IV» , была инерционная верхняя ступень (IUS) производства Boeing .
Некоторые ракеты, такие как «Антарес » (производства Northrop Grumman), имеют обязательные твердотопливные верхние ступени. Ракета Antares использует в качестве верхней ступени ракету Castor 30 производства Northrop Grumman .
{{cite book}}: |work=игнорируется ( помощь )CS1 maint: отсутствует местоположение издателя ( ссылка ) CS1 maint: несколько имен: список авторов ( ссылка )