Технология производства ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе

Технология производства 
ракетно-прямоточных двигателей 
на твердом топливе

Учебное пособие

Под редакцией
В.А. Сорокина,  Д.А. Ягодникова

УДК 621.452:621.763:621.9
ББК 39.62
       Т38

Авторы:
В.А. Сорокин, Д.А. Ягодников, Л.С. Яновский, В.Л. Страхов, 
В.А. Калинчев, С.В. Резник, М.А. Тихомиров, 
О.В. Мокрецова, Е.А. Стирин, Г.Г. Кобко

Рецензент 
зав. лабораторией ИПХФ РАН канд. хим. наук Д.Б. Лемперт

Технология производства ракетно-прямоточных двигателей на твер- 
дом топливе : учебное пособие / [В. А. Сорокин и др.] ; под ред.  
В. А. Сорокина, Д. А. Ягодникова. — Москва : Издательство МГТУ  
им. Н. Э. Баумана, 2019. — 323, [5] с. : ил.

ISBN 978-5-7038-5030-5

Изложены основы технологии изготовления ракетно-прямоточных двигателей 
на твердом топливе (РПДТ). Приведена классификация характеристик режимов 
работы отдельных агрегатов и РПДТ в целом, а также действующих на них силовых и тепловых нагрузок, обусловливающих выбор функциональных конструкционных материалов. Представлены данные о физико-механических и теплофизических свойствах металлических и композиционных конструкционных материалов, 
используемых при изготовлении элементов конструкции РПДТ. Рассмотрены  
основные технологические процессы и операции формообразования деталей, в том 
числе инновационные, и показаны примеры внедрения в конструирование и технологию изготовления РПДТ систем автоматизированного проектирования.
В учебном пособии использованы материалы научно-исследовательских работ, 
выполняемых в МГТУ им. Н.Э. Баумана, МАИ, ИПХФ РАН, а также данные зарубежных научных периодических изданий.
Для студентов высших учебных заведений, обучающихся по направлению подготовки бакалавров и магистров «Авиационная и ракетно-космическая техника», 
специальности «Проектирование авиационных и ракетных двигателей» направления 
подготовки дипломированных специалистов «Двигатели летательных аппаратов»,  
а также для инженеров, работающих в области ракетно-космической техники.

УДК 621.452:621.763:621.9
ББК 39.62

В оформлении обложки использовано фото А.В. Карпенко

ISBN 978-5-7038-5030-5
© Оформление. Издательство 
 
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2019

Т38

Предисловие

Расширение объема опытно-конструкторских и научно-исследовательских 
работ, посвященных созданию прямоточных воздушно-реактивных, ракетнопрямоточных и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей, 
свидетельствует об их востребованности и необходимости развертывания 
поисковых и фундаментальных исследований, ориентированных на освоение 
и реализацию новых схемных решений двигателей, разработку новых топливных 
композиций, конструкционных материалов и более совершенных, инновационных 
технологий.
Для решения этих комплексных задач профильным проектно-конструкторским 
и машиностроительным предприятиям требуются специалисты, обладающие 
соответствующими компетенциями. Обучение и подготовка таких специалистов 
в той или иной форме осуществляются в ведущих вузах России, в частности 
в МГТУ им. Н.Э. Баумана, МАИ, МФТИ, НГУ и др.
В 2009–2016 гг. выпущены учебники, учебные пособия и монографии*, 
в которых изложены особенности рабочих процессов, приведены свойства 
различных видов топлива, представлены методики внутрибаллистических, газо-  
и термодинамических расчетов и конструирования как ракетно-прямоточных 
двигателей в целом, так и их отдельных агрегатов. Тем не менее без должного 
учебно-методического обеспечения остается такой принципиально важный 
объект изучения, как технология изготовления прямоточных воздушнореактивных и ракетно-прямоточных двигателей, хотя от эффективности 
разрабатываемых технологий напрямую зависит реализация всех преимуществ, 
которые свойственны этим двигателям, в том числе двигателям, работающим 
на твердом и боросодержащем топливе.
Учитывая это, авторский коллектив счел необходимым обратиться к пред- 
мету настоящего издания и на основе теоретических, расчетных данных, 
конструкторских проработок в виде технических предложений и эскизных 
проектов подготовить учебное пособие, посвященное технологии изготовления 

*См., например, Конструкция и проектирование комбинированных ракетных двигателей на твердом топливе / Б.В. Обносов и др. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014. 
303 с.; Проектирование и отработка ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе / В.А. Сорокин и др.; под ред. В.А. Сорокина. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 
2016. 317 с.; Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах. 
Основы проектирования и экспериментальной обработки / В.А. Сорокин и др. М.: Физматлит, 2010. 320 с.; Энергоемкие горючие для авиационных и ракетных двигателей: 
справочник. М.: Физматлит, 2009. 400 с.

Предисловие

ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе. Не претендуя на 
исчерпывающее рассмотрение в предлагаемом издании всех технологических 
процессов, которые необходимы для разработки опытных и создания серийных 
образцов реактивных двигателей данного класса, авторы надеются, что оно 
будет востребовано в учебном процессе заинтересованных кафедр. Можно  
с уверенностью утверждать, что впоследствии изложенный материал будет 
дополнен, например будут рассмотрены особенности технологического 
процесса изготовления воздухозаборных устройств, корпусных металлических 
элементов и др.
Члены авторского коллектива представляют ведущие организации России  
в данной предметной области. Материал учебного пособия распределен между 
авторами следующим образом: В.А. Сорокин (АО «МКБ “Искра”») — предисловие, параграфы 1.2, 4.2 и 4.3; Д.А. Ягодников (МГТУ им. Н.Э. Баумана) — 
предисловие, главы 2 и 4; Л.С. Яновский (ЦИАМ им. П.И. Баранова) — глава 5; 
В.Л. Страхов (ЦНИИСМ) — параграфы 2.3, 3.6 и 3.7; В.А. Калинчев  
(МГТУ им. Н.Э. Баумана) — глава 2, параграфы 3.1–3.4; С.В. Резник (МГТУ 
им. Н.Э. Баумана) — параграфы 1.1, 2.1 и 2.2; М.А. Тихомиров, О.В. Мокрецов, Е.А. Стирин (АО МКБ “Искра”») — параграфы 1.1–1.4 и 3.5.2; Г.Г. Кобко (МАИ) — параграфы 1.5 и 4.3.
В заключение авторы выражают большую признательность всем, кто принял 
участие в обсуждении и подготовке данного издания, в частности сотрудникам 
АО «Композит» и персонально В.П. Францкевичу — советнику генерального 
директора АО «МКБ “Искра”». 

В.А. Сорокин, Д.А. Ягодников

Список основных сокращений

АП 
— асбопластик
АСУ 
— автоматизированная система управления
БП 
— боропластик
БРПЛ 
— баллистические ракеты подводных лодок
БС 
— быстрорежущая сталь
ВВ 
— взрывчатое вещество
ВЗУ 
— воздухозаборное устройство
ВКМ 
— высокоскоростная кристаллизация металлов
ВНДС  — вольфрамоникелевый дисперсионный сплав
ГИП 
— горячее изостатическое прессование
ГЛА 
— гиперзвуковой летательный аппарат
ГЛР 
— газолазерная резка
ГПВРД — гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
ГФО 
— газофазное осаждение
ДТП 
— дополнительное технологическое покрытие
ЕСКП 
— Единая система качества продукции
ЖРД 
— жидкостный ракетный двигатель
ЖРДМТ — жидкостный ракетный двигатель малой тяги
ККМ 
— керамический композиционный материал
ЛКИ 
— летно-конструкторские испытания
МК 
— минералокерамика
МКА 
— многоразовый космический аппарат
МКМ 
— металлический композиционный материал
НА 
— нитрат аммония
НГ 
— нитроглицерин
НИР 
— научно-исследовательская работа
НЦ 
— нитроцеллюлоза
ОКР 
— опытно-конструкторская работа
ОП 
— органопластик
ОПД 
— опережающее пластическое деформирование
ОТК 
— отдел технического контроля
ОТКИ 
— отработка технологичности конструкции изделия
ПА 
— перхлорат аммония
ПАВ  
— поверхностно-активное вещество
ПВРД 
— прямоточный воздушно-реактивный двигатель
ПДК  
— предельно допустимая концентрация

Список основных сокращений

ПК  
— перхлорат калия
ПКМ 
— полимерный композиционный материал
ПМ 
— порошкообразный материал
ПН 
— перхлорат нитрония
ПП 
— производственный процесс
ПС 
— производственная система
РДТТ 
— ракетный двигатель твердого топлива
РПДТ — ракетно-прямоточный двигатель на твердом топливе
РСМД — ракеты средней и меньшей дальности
САПР — система автоматизированного проектирования
СОЖ 
— смазочно-охлаждающая жидкость
СОК 
— силовая оболочка корпуса
СП 
— стеклопластик
СПИД — станок — приспособление — инструмент — деталь
СТМ 
— сверхтвердый материал
СТО 
— средства технологического оснащения
ТВЧ 
— ток высокой частоты
ТЗМ 
— теплозащитный материал
ТЗП 
— теплозащитное покрытие
ТКИ 
— технологичность конструкции изделия
ТМО 
— термомеханическая обработка
ТО 
— технологическая операция
ТП 
— технологический процесс
ТПП 
— технологическая подготовка производства
ТРТ 
— твердое ракетное топливо
ТС 
— твердый сплав
ТТ 
— твердое топливо
ТТР 
— твердотопливная ракета
ТТТ 
— тактико-технические требования
ТТХ 
— тактико-технические характеристики
УМ 
— углеродный материал
УП 
— углепластик
УУКМ — углерод-углеродный композиционный материал
ФХМ — физико-химические методы
ФХО 
— физико-химическая обработка
ЧПУ 
— числовое программное управление
ЭХО 
— электрохимическая обработка
ЭЦ 
— этилцеллюлоза

1. Основы технологии изготовления 
ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе

Анализ конструкции и эксплуатационных нагрузок ракетно-прямоточного 
двигателя на твердом топливе (РПДТ) позволяет заключить, что для создания 
эффективного и надежного летательного аппарата, оснащенного РПДТ, необходимо разработать технологические процессы, обеспечивающие качественное изготовление металлических силовых элементов воздухозаборного устройства (ВЗУ), регулятора расхода, корпусов газогенератора и камеры дожигания 
с соплом, а также изготовление для всех перечисленных элементов функциональных теплозащитных материалов и покрытий (ТЗМ и ТЗП) с соответствующими технологиями их надежного нанесения на защищаемые поверхности. 
Рассмотрению этих вопросов и посвящена данная глава.

1.1. Конструкция, рабочие процессы и особенности применения
ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе

Использование РПДТ для высокоскоростных летательных аппаратов  
(рис. 1.1), по сравнению с ракетными двигателями твердого топлива (РДТТ), 
позволяет:
 • обеспечить более высокое значение импульса тяги РПДТ, в частности, 
за счет использования топлива, обладающего большей теплотой сгорания;
 • увеличить дальность полета в 1,5–2 раза;
 • осуществлять регулирование РПДТ для оптимизации характеристик 
летательного аппарата, например, по дальности полета.

Рис. 1.1. Схема расположения основных элементов РПДТ:
1 — газогенератор; 2 — регулятор расхода газогенератора; 3 — стартовый РДТТ;  
4 — аэродинамический руль; 5 — ВЗУ

1. Основы технологии изготовления ракетно-прямоточных двигателей...

Основными структурными элементами РПДТ (рис. 1.2) являются:
 • ВЗУ;
 • газогенератор, в котором происходят разложение и газификация твердого топлива;
 • регулятор расхода продуктов газификации;
 • стартовый РДТТ, который расположен в камере дожигания и обеспечивает разгон летательного аппарата до скоростей полета, необходимых для 
запуска ВЗУ;
 • аэродинамические и газодинамические рули.
Ориентировочные характеристики летательного аппарата класса  
«воздух-воздух» с РПДТ: 

Скорость полета М  ............................................................................. 0,8...4,0
Диапазон высот, км  ............................................................................ 0...20
Дальность полета, км  ......................................................................... ~100
Для достижения высоких значений летно-баллистических, аэродинамических, высотно-скоростных, тягово-энергетических характеристик летательного аппарата РПДТ требуется обеспечить работоспособность теплонапряженных деталей и узлов двигательной установки, в частности, за счет 
применения новых принципов теплозащиты, например, на основе композиционных материалов, термо-, эрозионно- и химически стойких к эксплуатационным воздействиям.
К основным элементам РПДТ, содержащим теплонапряженные конструкции и детали, относятся:
 • элементы конструкции ВЗУ;
 • внутренняя и внешняя поверхности камеры дожигания (рис. 1.3, а) 
и газогенератора (рис. 1.3, б) маршевого топлива;
 • детали регулятора расхода (рис. 1.3, в);
 • сопловой блок маршевого двигателя.
В некоторых вариантах конструкции стартовый ускоритель может быть 
выполнен как бессопловой РДТТ, интегрированный в конструкцию камеры 
дожигания (см. рис. 1.3, а).
Важным элементом конструкции РПДТ является ВЗУ, включающее предназначенный для торможения набегающего потока входной диффузор и воздухопровод с необходимыми вспомогательными элементами (например,  
заглушками, пилонами, регуляторами и др.). В зависимости от высоты и скорости полета летательного аппарата при торможении воздуха часть кинетической энергии потока будет переходить в тепловую энергию, что приведет  
к соответствующему нагреву воздуха и элементов конструкции ВЗУ.
К факторам эксплуатационного воздействия на внешние и внутренние 
поверхности силовых оболочек газогенератора, камеры дожигания и детали регулятора расхода относятся:
 • скорость обтекания элементов газогенератора и регулятора расхода потоком продуктов сгорания маршевого топлива (М ~ 1,2);
 • давление в газогенераторе (до 10 МПа);

Рис. 1.2. Структурная схема устройства РПДТ

1. Основы технологии изготовления ракетно-прямоточных двигателей...

 • высокотемпературные (до 2500…3000 K) продукты газификации и продукты дожигания маршевого топлива в воздушном потоке;
 • теплоэрозионное (теплоабразивное) и теплохимическое воздействие 
частиц конденсированной фазы размером 50…100 мкм, в частности, исходных 
высокоэнергетических добавок к маршевому твердому топливу и их оксидов, 
образующихся в продуктах газогенерации;
 • дополнительный окислительный потенциал рабочего тела в камере дожигания при использовании воздуха в качестве окислителя, поступающего через ВЗУ;
 • аэродинамический нагрев внешней поверхности корпуса РПДТ;
 • время работы РПДТ (до 100…200 с), характеризующее длительность 
эрозионного воздействия, а также внутреннего и внешнего высокотемпературного нагрева элементов конструкции РПДТ набегающим потоком воздуха и 
продуктами сгорания твердого топлива.
Необходимо учитывать все факторы эксплуатационного воздействия, однако при этом повышаются требования к системе теплозащиты. В настоящее 
время в серийном производстве несущий корпус РПДТ выполнен из  металлических конструкционных материалов, в частности из жаропрочной стали 
КВК-32. Применение неметалличе ских композиционных материалов  
в силовых корпусах РПДТ сдерживается по условиям прочности, в частности 
ударной, по условиям газопроницаемости и т. п. 
При воздействии внешних и внутренних тепловых потоков, эквивалентных 
условиям полета летательного аппарата на высоте H = 20 км со скоростью  
M = 4, температура на корпусе РПДТ может достигать ~1000 K (рис. 1.4). 
Такая температура существенно превышает температуру Tпл плавления жаропрочной стали КВК-32, что без использования соответствующих методов теплозащиты может привести к разрушению несущего корпуса РПДТ.
Для  внутренней поверхности корпуса и деталей проточного тракта РПДТ 
применяют следующие виды теплозащиты (рис. 1.5):

Рис. 1.3. Основные элементы РПДТ:
а — стартовый бессопловой РДТТ; б — корпус газогенератора; в — регулятор расхода продуктов 
газификации