Актуальные проблемы ракетного двигателестроения

Актуальные проблемы 
ракетного двигателестроения

Под редакцией  Д. А.  Ягодникова

УДК 621.452.5:621.454
ББК 39.65
 
А43

Издание осуществлено при финансовой поддержке Российского фонда 
фундаментальных исследований по проекту № 16-18-00147,  
не подлежит продаже

Авторы: 
Д.А. Ягодников, В.П. Александренков, Ю.Н. Власов,  
А.В. Воронецкий, В.И. Томак, Б.В. Румянцев

Рецензенты:
д-р. техн. наук, профессор Л.С. Яновский;  
канд. техн. наук, профессор А.И. Коломенцев

Актуальные проблемы ракетного двигателестроения / 
[Д. А. Ягодников и др.] ; под ред. Д. А. Ягодникова. — Москва : 
Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2017. — 295, [1] с. : ил. 

ISBN 978-5-7038-4586-8

Приведена классификация конверсионных технологий на основе ракетных и реактивных двигателей. Рассмотрены основные методы термо- и газодинамического расчета характеристик рабочего 
тела и рабочего процесса в камерах сгорания конверсионных разработок. Представлены примеры проектирования и практического 
использования технологических установок газопламенной обработки конструкционных материалов, сверхзвукового напыления 
многофункциональных покрытий, установок пожаротушения на 
основе генерации микродисперсного аэрозоля и газодисперсного синтеза нанодисперсных частиц оксидов и нитридов металлов. 
Практическое применение конверсии ракетных и реактивных двигателей изложено на примере реальных разработок.
Для преподавателей, аспирантов, магистрантов и студентов старших курсов. Представляет интерес для инженеров и конструкторов, 
работающих в области конверсии ракетного двигателестроения.

УДК 621.452.5:621.454
ББК 39.65

В оформлении обложки использован внешний вид  
жидкостных реактивных двигателей космического назначения, 
разработанных КБ Химмаш им. А.М. Исаева

ISBN 978-5-7038-4586-8
© Оформление. Издательство
     МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2017

А43

Предисловие

В монографии представлены результаты научных исследований 
и практических разработок в области конверсии, проводившихся 
на кафедре «Ракетные двигатели» и в Научно-исследовательском 
институте энергетического машиностроения МГТУ им. Н.Э. Баумана 
в 1990–2015 гг. Исследования проведены в рамках госбюджетных, 
хоздоговорных научно-исследовательских работ, грантов Президента 
Российской Федерации, Российского фонда фундаментальных исследований (РФФИ), Федеральной целевой программы «Интеграция» 
и договоров-поставок различных конверсионных установок.
При подготовке рукописи авторы учитывали, что вопросы конверсии ракетного двигателестроения, разрабатываемые технологическое оборудование и установки могут представлять интерес не 
столько для инженеров-конструкторов и разработчиков ракетных 
двигателей, сколько, например, для инженеров-технологов, непосредственно проектирующих и отрабатывающих технологические 
процессы и установки, ключевыми элементами которых и должны 
быть конверсионные приложения ракетной техники. В связи с этим 
было решено начать монографию с классификации ракетных двигателей, изложения особенностей и основных стадий их рабочих 
процессов, что необходимо для понимания физической природы и 
уникальности ракетных технологий, принадлежащих, по определению, к классу high-tech, составляющих одну из предпосылок возникновения пятого технологического уклада и, безусловно, способствующих переходу к шестому.
Кроме того, в монографии приведены базовые теплофизические 
характеристики используемых в конверсионных установках ракетных топлив, основы методики и математический аппарат термогазодинамического расчета характеристик камер жидкостных ракетных двигателей и внутрибаллистического расчета ракетных 
двигателей твердого топлива. Все это может быть использовано при 
создании инженерных методов проектирования технологических 
установок на их основе применительно к конкретной технической 
задаче. В частности, при разработке конверсионных установок 
одного функционального назначения, но различающихся количе

Предисловие

ственными характеристиками (например, по производительности 
и тепловой мощности), необходимо знать основные балансовые 
уравнения массоприхода и массорасхода. Кроме того, необходимо 
понимать взаимосвязь расходных (тяговых) характеристик, геометрических размеров камер и равновесных термодинамических 
характеристик используемого рабочего тела (продуктов сгорания) 
в ракетных двигателях конверсионного назначения.
Участие соавторов в написании монографии: Д.А. Ягодников — 
введение, гл. 1, 3, 5, заключение; В.П. Александренков, А.В. Воронецкий, В.И. Томак — гл. 2; Ю.Н. Власов — гл. 4, 5; Б.В. Румянцев —  
гл. 3.
Авторы выражают искреннюю признательность всем, кто оказал 
помощь в подготовке иллюстративного материала и рукописи, а 
также непосредственным активным участникам разработки конверсионных установок и технологий на основе ракетных и реактивных двигателей.

Введение

В конце XX в. ученые, конструкторы и инженеры в нашей стране и за рубежом выполнили большой объем научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ в области ракетного двигателестроения. Результатом стало создание ракетно-космических 
комплексов различного назначения. Надежность этих комплексов 
и достижение поставленных целей, в том числе освоение космического пространства и создание ракетно-ядерных сил сдерживания, 
были обеспечены, прежде всего, благодаря созданию ракетных и 
реактивных двигателей различного класса: жидкостных ракетных 
двигателей (ЖРД), ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), 
ядерных ракетных двигателей (ЯРД), электроракетных двигателей 
(ЭРД), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), 
ракетно-прямоточных двигателей (РПД), гидрореактивных двигателей (ГРД) и др.
Проведенные научные исследования, опытно-конструкторские 
работы и стендовая отработка двигателей позволили внедрить энергоэффективные жидкие, твердые ракетные и пиротехнические 
топлива. Благодаря этому были созданы отраслевые методики термогазодинамических расчетов рабочих процессов, методики расчетов систем подачи топлива, охлаждения, управления, автоматического регулирования и термопрочностных расчетов камер 
сгорания и сопловых блоков. Кроме того, стало возможно реализовать комплексные методики наземной и летной отработки ракетных, 
реактивных двигателей и летательных аппаратов. Пионерские конструкторские решения требовали практического воплощения, что 
было бы невозможно без соответствующих достижений и успехов 
специальных технологий и материаловедения. Фактически, в нашей 
стране была создана новая отрасль промышленности — ракетнокосмическая. В XXI в. она получила новые стимулы и направления 
развития, которые обеспечивают и будут обеспечивать России ведущее положение в современном мире.
С макроэкономической точки зрения, стратегически оправдано 
и выгодно использовать уникальные идеи, конструкторские реше

Введение

ния и созданные технологии ракетно-космической отрасли в других 
отраслях народного хозяйства, что позволит создать предпосылки 
устойчивого развития экономики страны в целом.
Хорошо известен факт коммерческого и прикладного использования космических технологий масштабных и выдающихся проектов «Сатурн — Аполлон» в США и «Энергия — Буран» в СССР и 
России [1]. Отметим, что речь идет именно о технологиях, в том 
числе информационных, и конструкционных материалах. Следует 
также отметить практическое использование в гражданских приложениях твердых ракетных топлив, пиротехнических составов, 
энергетических конденсированных систем [2], а также авиационных 
двигателей как силовых агрегатов наземных энергетических установок [3].
Однако большие возможности заключены в непосредственном 
использовании конструкций, рабочих процессов, протекающих в 
ракетных и реактивных двигателях, а также в различных аппаратах, 
применении технологий, где необходимо достижение предельных 
значений функциональных параметров, определяющих их качество 
и не достигаемых с использованием традиционных методов и технологий.
Поскольку ракетные и реактивные двигатели создают для конкретного вида перемещающегося аппарата на земле, в воде, воздухе и космосе, их характеризует широкий диапазон характеристик, 
прежде всего уровень развиваемой тяги, от десятых и сотых долей 
ньютона до нескольких меганьютонов. Очевидно, что двигательные 
установки с максимальными значениями энергетических характеристик и технологии их разработки в исключительных случаях могут 
быть использованы не по прямому назначению. Тем не менее представляется возможным применять средние диапазоны значений тяг 
ракетных и реактивных двигателей для их конверсионного применения. 
Именно это обстоятельство и предопределило начало конверсионных разработок в МВТУ им. Н.Э. Баумана на кафедре «Ракетные 
двигатели» в середине 50-х гг. XX в. под руководством доцента  
А.П. Васильева и доктора технических наук, профессора М.А. Попова, работавшего в те годы директором МВТУ им. Н.Э. Баумана. 
Именно тогда были заложены методологические основы конверсии 
ракетных двигателей, заключавшиеся в адаптации конструкций 
двигателей и принципов их конструирования для решения актуальных задач традиционных секторов экономики. В качестве теперь 
уже хрестоматийных примеров следует привести применение методики расчетов распылительных устройств (форсунок) ЖРД  для 

Литература к введению

проектирования дождевальных установок для сельского хозяйства 
[4] и разработку термобуров на основе ЖРД малой тяги для бурения 
и разделки гранитных пород в карьерных условиях [5]. 
Однако потребности того времени, диктовавшие создание ракетно-ядерного щита и достижение паритета в количестве носителей средств доставки ядерных и термоядерных зарядов, отодвинули 
почти на 30 лет разработку конверсионных технологий ракетных 
двигателей. И только в последнее десятилетие XX в. реформа общественно-экономической формации России, а также ограничение 
стратегических наступательных вооружений, оформленное договорами России и США, обусловили возврат инженеров, конструкторов и научных сотрудников к проблеме конверсионных разработок 
по всем типам существующих ракетных технологий в частности 
ракетных и реактивных двигателей [6].

Литература к введению

1. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / под ред. Ю.П. Семенова, 
В.Л. Лапыгина, Г.Е. Лозино-Лозинского и др. М.: Машиностроение, 1995. 
448 с.
2. Энергетические конденсированные системы. Краткий энциклопедический словарь / под ред. Б.П. Жукова. М.: Янус К, 2000. 596 с.
3. Двигатели 1944–2000. Энциклопедия по двигателям: Т. 1. Авиационные, ракетные, морские, промышленные / сост. И.Г. Шустов. М.: 
АКС-Конверсалт: Центр истории авиационных двигателей, 2000. 394 с.
4. Попов М.А. К расчету распыливающего устройства дождевальной 
установки. М.: МВТУ, 1954. 9 с.
5. Попов М.А. К вопросу о тепловом бурении горных пород. М.: МВТУ, 
1954. 26 с.
6. Научные основы технологий XXI века / под ред. А.И. Леонтьева, 
Н.Н. Пилюгина, Ю.В. Полежаева и др. М.: УНПЦ Энергомаш, 2000. 135 с.

Глава 1. ОСНОВЫ ОБЩЕЙ ТЕОРИИ, РАСЧЕТА  
И РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

С учетом классификации и определения ракетных и реактивных 
двигателей приведены основные схемы ЖРД, РДТТ, ракетно-прямоточных и гидрореактивных двигателей, рассмотрены особенности и отдельные стадии рабочих процессов, а также жидкие, твердые 
и пиротехнические топлива, применяемые в указанных видах ракетных и реактивных двигателей как источников высокотемпературного высокоскоростного рабочего тела, так и конверсионных 
установок на их основе. Приведены основные уравнения общей 
теории ракетных двигателей (РД), внутренней баллистики РДТТ, 
энергетические и расходные коэффициенты, являющиеся необходимыми для выбора конструктивных параметров конверсионных 
установок на основе ракетных и реактивных двигателей.

1.1. Общая теория о ракетных двигателях

Перед рассмотрением задач проектирования конверсионных 
установок представляется методически оправданным ознакомить 
читателей с определениями, терминологией и классификацией 
реактивных и ракетных двигателей. При этом основное внимание 
будет уделено тем энергетическим установкам и присущих им стадиям рабочего процесса, которые обеспечивают непосредственное 
преобразование химической энергии топлива в кинетическую 
энергию истекающей сверхзвуковой струи продуктов сгорания,  
т. е. двигатели прямой реакции, в котором тепловая энергия превращается в кинетическую энергию внутри самого двигателя.
В общем случае реактивный двигатель предназначен для создания реактивной силы (тяги) — силы, возникающей при истечении 
из камеры двигателя определенного массового расхода газа m  с 
некоторой скоростью wa. Для создания тяги необходимы камера двигателя (рис. 1.1), рабочее тело и подводимая к нему энергия.  При этом 
подводимая энергия — это энергия, преобразующаяся в кинетическую 

1.1. Общая теория о ракетных двигателях

энергию рабочего тела, истекающего из выходного устройства двигателя — сопла. В химических ракетных двигателях — это химическая 
энергия.
Подводимая к рабочему телу 
энергия может быть химическая 
(выделяемая при горении топлива), 
ядерная (высвобождаемая в результате протекания ядерных реакций) и электрическая (энергия аккумуляторов, батарей и других 
источников электрической энергии).
В соответствии с этими определениями можно составить классификацию двигателей, приведенную на рис. 1.2.
Реактивным двигателем называется двигатель, использующий 
для создания тяги реакцию истекающей струи продуктов сгорания, 
образующихся при сгорании горючего и окислителя, один из которых 
находится на борту перемещающегося аппарата, а другой — нет.
Ракетным двигателем называется реактивный двигатель, окислитель и горючее которого, необходимые для создания рабочего 
тела, находятся на борту перемещающегося аппарата [1].
Ракетным двигателем твердого топлива называется ракетный 
двигатель, работающий на твердом ракетном топливе. Ракетная 
двигательная установка твердого топлива состоит из одного или 
нескольких РДТТ, а также вспомогательных элементов, обеспечивающих их функционирование.

Рис. 1.1. Схема камеры ракетного 
двигателя:
1 — камера двигателя; 2 — камера 
сгорания; 3 — сопло

Рис. 1.2. Классификация ракетных и реактивных 
двигателей

Глава 1. Основы общей теории, расчета и рабочего процесса...

Жидкостным ракетным двигателем называется ракетный 
двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Жидкостная 
ракетная двигательная установка состоит из одного или нескольких 
ЖРД, а также элементов подачи и хранения компонентов ракетного 
топлива — окислителя и горючего.
Прямоточным воздушно-реактивным двигателем называется 
реактивный двигатель, использующий в качестве окислителя воздух, 
поступающий в камеру сгорания (КС) из окружающей среды.
Гидрореактивным двигателем называется реактивный двигатель, 
использующий в качестве окислителя воду, поступающую в камеру 
сгорания из окружающей среды.
Рассмотрим далее схемы ракетных двигателей, необходимые для 
понимания возможности их конверсионного применения.
Жидкостный ракетный двигатель. Жидкое горючее и жидкий 
окислитель подаются из баков в камеру двигателя, где в результате 
сгорания топлива образуются газообразные продукты высокой 
температуры (рис. 1.3). В сопле они расширяются от давления в 
камере сгорания до давления на срезе сопла и истекают в окружающую среду с большой скоростью. Истечение продуктов сгорания 
заданного массового расхода с определенной скоростью из сопла 
является причиной возникновения реактивной тяги ЖРД.
В ядерных и электрических двигателях источник энергии и 
рабочее тело разделены (источник энергии — ядерный реактор, 
электронагревательная камера).

Рис. 1.3. Схема камеры ЖРД:
1 — камера двигателя; 2 — смесительная (форсуночная) головка КС; 3 — камера 
сгорания; 4 — сопло; Г — подача горючего; О — подача окислителя