Основы теории и проектирования жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Часть 2

Московский государственный технический университет 
им. Н.Э. Баумана 

А.Г. Минашин, Б.Б. Петрикевич 

Основы теории и проектирования  
жидкостных ракетных двигателей 
 малой тяги  
 
Часть 2 

Учебное пособие 

Под редакцией Б.Б. Петрикевича 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

УДК 621.453(075.8) 
ББК 39.68 
 
М61 

Издание доступно в электронном виде на портале ebooks.bmstu.ru 
по адресу: http://ebooks.bmstu.ru/catalog/75/book699.html 

Факультет «Специальное машиностроение» 
Кафедра «Космические аппараты и ракеты-носители» 

Рекомендовано Научно-методическим советом  
МГТУ им. Н.Э. Баумана в качестве учебного пособия 
 
Рецензенты: 
д-р техн. наук, профессор Д.А. Ягодников,  
начальник отделения ОАО «ВПК НПО машиностроения» А.В. Бобров 
 
Минашин, А. Г. 
М61  
Основы теории и проектирования жидкостных ракетных 
двигателей малой тяги : учебное пособие : в 2 ч. / А. Г. Минашин, Б. Б. Петрикевич; под ред. Б. Б. Петрикевича. — Ч. 2. — 
Москва : Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2015. — 
45, [3] с. : ил.  
ISBN 978-5-7038-4015-3 
Рассмотрена методика создания двигательной установки для 
управления движением космического летательного аппарата (КЛА), 
определяющая эффективность КЛА и надежность выполнения программы полета. 
Для студентов старших курсов МГТУ им. Н.Э. Баумана, обучающихся по специальностям «Ракетостроение», «Космические летательные аппараты и разгонные блоки». 
. 
 
  УДК 621.453(075.8) 
 
  ББК 39.68  
 

 
 
© МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015 
 
© Оформление. Издательство  
ISBN 978-5-7038-4015-3  
 
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015 

Введение 

Задачи прикладного освоения космического пространства, 
применения космических средств в новейших народно-хозяйственных и оборонных технологиях приобретают все большее значение. 
Решение их непосредственно связано с развитием ракетно-космической техники [1, 2]. Эффективность эксплуатации ракетно-космической техники, в свою очередь, во многом определяется достижениями в области жидкостных ракетных двигателей малой 
тяги (ЖРДМТ), являющихся исполнительными органами управления космическими летательными аппаратами (КЛА) [3].  
Создание для управления движением КЛА двигательной установки (ДУ) с высокими энергомассовыми характеристиками, во 
многом определяемыми характеристиками ЖРДМТ, — одна из 
основных задач, решение которой определяет эффективность КЛА 
и надежность выполнения программы полета. 
Требования к КЛА и их системам управления в последнее время возрастают прежде всего с точки зрения повышения энергетических характеристик, увеличения срока активного существования 
до 10…15 лет и более, а также повышения надежности. Это, в 
свою очередь, требует от ЖРДМТ значительного увеличения ресурса, высокой экономичности и надежности. Повышение удельного импульса ЖРДМТ дает экономию топлива, которая при 
большом количестве ЖРДМТ на объекте позволяет заметно 
уменьшить массу ДУ и, следовательно, снизить стоимость затрат 
на выведение КЛА. 
К настоящему времени накоплен значительный опыт разработки и практического применения ЖРДМТ. Однако постоянное повышение требований к параметрам экономичности и надежности, 
во многом определяемой тепловым состоянием двигателя, приводит к необходимости выполнения работ, по результатам которых 
можно совершенствовать методы проектирования экономичных 
двигателей с обеспечением удовлетворительного теплового состо

яния. Следует также учитывать, что в последнее время на передний план выходит требование оптимизации стоимости отработки и 
изготовления КЛА. Часто оно становится определяющим при выборе того или иного двигателя. 
В качестве исполнительных органов систем управления КЛА 
чаще других используют двухкомпонентные ЖРДМТ на долгохранимых топливах: азотный тетраоксид (АТ) в паре с несимметричным 
диметилгидразином 
(НДМГ), 
монометилгидразином 
(ММГ), гидразином и аэрозином. Все более пристальное внимание 
начинают обращать на себя экологически чистые компоненты 
топлива (окислители — жидкий кислород и высококонцентрированная перекись водорода, горючие — жидкий водород и углеводороды) [4–6]. Однако применение таких экологически чистых 
компонентов топлива для ЖРДМТ связано с необходимостью решения целого ряда сложных технических вопросов. Анализ тенденций развития ДУ для КЛА указывает на целесообразность исследований различных компонентов топлива и разных типов 
ЖРДМТ, что обусловлено многочисленными требованиями, 
предъявляемыми к ДУ КЛА по тяге, импульсу тяги и удельному 
импульсу, разнообразием КЛА по массе, а также спецификой решаемых ими задач. В процессе перехода на применение в ДУ КЛА 
экологически чистых компонентов топлива в течение еще длительного времени будет сохраняться значимость работ по исследованию и созданию высокоэкономичных ЖРДМТ на самовоспламеняющихся долгохранимых компонентах топлива. 
Актуальность работ по совершенствованию ЖРДМТ обусловлена необходимостью дальнейшего повышения энергомассовых 
характеристик и надежности ДУ КЛА, что может быть достигнуто 
путем создания экономичных и надежных ЖРДМТ на основе разработки высокоэкономичной схемы организации рабочего процесса, исследования влияния конструктивных параметров камеры 
сгорания и форсуночной головки на энергетические характеристики и тепловое состояние ЖРДМТ. 
В учебном пособии рассмотрены ЖРДМТ на основе анализа 
многочисленных литературных источников. 
 

Глава 1 
ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ  
МАЛОЙ ТЯГИ КАК ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ  
СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ 
ЛЕТАТЕЛЬНЫМИ АППАРАТАМИ.  
ОБЗОР И АНАЛИЗ ЛИТЕРАТУРНЫХ ИСТОЧНИКОВ 

1.1. Требования к жидкостным ракетным двигателям 
малой тяги как к исполнительным органам систем 
управления космическими летательными аппаратами 

Создание ДУ для управления движением КЛА с эффективными ЖРДМТ — одна из основных задач, решение которой определяет эффективность КЛА и надежность выполнения программы 
полета. Жидкостным ракетным двигателем малой тяги, согласно 
[7], называется жидкостный ракетный двигатель тягой до 1 600 Н. 

1.1.1. Создание жидкостного ракетного двигателя малой тяги — 
закономерный этап в процессе развития 
 ракетно-космической техники 

Создание ЖРДМТ произошло на определенном этапе развития 
ракетно-космической техники в 50–60-е годы прошлого века 8. 
В 1957 г. в СССР мощной ракетой-носителем с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) был запущен первый в мире искусственный спутник Земли, открывший эру освоения космоса человечеством. В 1961 г. Ю.А. Гагарин осуществил первый в мире полет человека в космос. Ракетное двигателестроение в США в 
конце 60-х годов ХХ в. достигло крупных успехов, результатом 
которых были полеты на Луну американских астронавтов. 
На рубеже 50–60-х годов ХХ в. в СССР и США были осуществлены запуски автоматических кораблей-зондов к Луне, Венере, Меркурию и Марсу. В 1970-е годы в СССР были запущены 
долговременные орбитальные станции типа «Салют» и «Мир», а в 

США — орбитальная станция «Скайлэб». Создавались орбитальные спутниковые группировки для развертывания систем связи, 
навигационных систем, метеорологического наблюдения и наблюдения за состоянием земной поверхности. Все это потребовало создания специальных ДУ для КЛА 9. 
Космический летательный аппарат должен быть оснащен ДУ, 
которая обеспечила бы не только вывод аппарата на заданную 
траекторию полета, но и управление движением на траектории: 
ориентацию и стабилизацию аппарата, коррекцию скорости полета и траектории, проведение маневров по стыковке и расстыковке с другими аппаратами. Поэтому создание ДУ для управления движением КЛА с высокоэкономичными ЖРДМТ, которые 
являются исполнительными элементами, т. е. создают необходимые силовые импульсы, является одной из основных задач, решаемых при проектировании аппарата 3. От успешного решения этой задачи зависит эффективность КЛА и надежность выполнения программы полета в течение всего срока активного 
существования — до 15 лет и более 3. 
В ДУ КЛА в основном используют именно ЖРДМТ, так как 
энергетические возможности жидкого топлива выше, чем, например, твердого топлива или сжатого газа. Кроме того, ЖРДМТ 
обеспечивают значительные возможности по быстродействию в 
широком диапазоне частот и времени включений, что особенно 
важно для эффективности систем управления. 
Современные ЖРДМТ представляют собой неразъемные паяно-сварные конструкции, основными элементами которых являются камера сгорания с соплом, форсуночная головка, электромагнитные клапаны, системы терморегулирования и телеметрии. Конструкция ЖРДМТ достаточно простая. Однако простота ЖРДМТ 
имеет относительный характер, поскольку вследствие малых тяг и, 
соответственно, расходов топлива сложно организовать надежное 
регенеративное охлаждение. Кроме того, конструкция ЖРДМТ 
должна обеспечивать возможность работы в импульсном режиме.  
Разработка ЖРДМТ была подготовлена всем ходом предшествующего развития не только ракетно-космической техники, но и 
многих других отраслей науки и техники (математики, вычислительной техники, радиосвязи, химии, физики, механики, термодинамики, металлургии, материаловедения, технологии конструкционных материалов и т. д.). 

В свою очередь, применение ЖРДМТ в качестве исполнительных органов систем управления позволило ставить перед ракетнокосмической техникой задачи, связанные с всеобщей информатизацией, коммуникацией, дистанционным зондированием и мониторингом Земли, глобальной системой наведения и определения 
координат, широкого спектра средств мультимедиа и т. п. [1]. 
Многие отечественные и зарубежные разработчики ДУ КЛА 
предлагают для реализации этих приоритетов использовать 
ЖРДМТ на самовоспламеняющихся высококипящих компонентах 
топлива 3. 

1.1.2. Требования к жидкостным ракетным двигателям 
 малой тяги 

Наибольшие трудности при разработке ЖРДМТ определяются 
спецификой эксплуатации в составе ДУ КЛА и характером решаемых задач. К ним относят: 
• условия окружающей среды — космическое пространство с 
глубоким (до 10–9 мм рт. ст.) вакуумом* и значениями температуры 
под воздействиями «солнечной» и «теневой» стороны 73…473 К; 
• длительный (до одного года, затем до трех-пяти, далее до 
семи-десяти, а в последнее время более пятнадцати лет) срок активного существования КЛА на орбите и требование постоянной 
готовности ЖРДМТ к включению для обеспечения управления 
КЛА; 
• длительные непрерывные и импульсные режимы работы с 
нерегламентированными сочетаниями продолжительности включений и пауз между включениями; 
• ресурсы работы, превышающие ресурсы маршевых ЖРД на 
порядки по длительности и количеству включений; 
• малые расходы топлива, обусловленные малыми тягами; 
• низкие давления в камере сгорания, определяемые низкими 
входными давлениями в связи с использованием вытеснительного 
способа подачи топлива из баков; 
• малое значение коэффициента избытка окислителя, обусловленное применением унифицированных баков равного объема для 
окислителя и горючего; 

————— 
* Расчеты для низких давлений и вакуума осуществляют в миллиметрах 
ртутного столба. 

• значительные ударные и вибродинамические нагрузки, действующие на КЛА как на участке выведения от работы двигателей 
ракеты-носителя, так и в свободном полете от включения двигателей коррекции КА; 
• высокая экономичность, подразумевающая высокую теплонапряженность конструкции; 
• снижение минимальной длительности включения и увеличение продолжительности работы на непрерывном режиме;  
• высокая надежность. 
Помимо основных требований к ЖРДМТ перечислим специфические требования, предъявляемые к системам управления (СУ) 
двигателей: 
1) прохождение плоскости установки сопл двигателей СУ через 
центр масс КЛА или определенным образом направленные оси;  
2) повышенный уровень надежности, что обеспечивают дублированием двигателей, клапанов, топливных емкостей, фильтров 
и т. д. Также не допускается использование клапанов, редукторов 
давления, термостатов и других элементов с пониженной надежностью. В целях дальнейшего уменьшения стоимости создания СУ 
все двигатели обычно выполняют унифицированными. 

1.2. Основы проектирования и характеристики  
современных жидкостных ракетных двигателей  
малой тяги на двухкомпонентном  
самовоспламеняющемся топливе 

Современные ЖРДМТ на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе в зависимости от предъявляемых к ДУ требований имеют различные технические характеристики. 
Основные характеристики ЖРДМТ определяются рабочим 
процессом в камере сгорания, который представляет собой совокупность сложных процессов смесеобразования, разложения, 
воспламенения и горения компонентов топлива. В работах [10–
18] отмечается высокий уровень сложности рабочих процессов 
как в камерах сгорания ЖРД, так и в камерах сгорания ЖРДМТ, 
что не позволяет дать простые и универсальные решения по конструкции системы смесеобразования и самой камеры. Для описания рабочих процессов требуются решения полной системы 
уравнения Навье — Стокса, описывающей движение сжимаемой 

сплошной среды. Система уравнений Навье — Стокса для многокомпонентных химически реагирующих газовых смесей является 
наиболее общей системой уравнений движения вязких газовых 
смесей в режиме сплошной среды и обеспечивает адекватное 
описание подавляющего большинства течений. Одна из основных задач моделирования реагирующих потоков — определение 
скоростей образования (исчезновения) компонентов смеси в результате химических взаимодействий, протекающих в турбулентном газовом потоке. 
Авторы работы [11] отмечают, что основы теории турбулентного диффузионного горения были заложены в работах Бурке и 
Шаумана (1928), Шваба (1948), Зельдовича (1949), Гауссорна 
(1949). Так, Бурке и Шауман выдвинули предположение о том, что 
скорости всех химических реакций бесконечно велики и, следовательно, состав и температура в диффузионном пламени термодинамически равновесны.  
Вопросам исследования рабочего процесса в камерах сгорания и 
проектирования ЖРД посвящено достаточно большое количество 
работ, например [13–18]. Однако ценность этих работ заключается в 
теоретических основах термогазодинамического расчета геометрических параметров камеры, расчета охлаждения камеры и расчета 
форсунок. Анализ большого числа возможных конструктивнокомпоновочных схем смесительных головок ЖРД, приведенных в 
указанных работах, показал, что ни одна из схем не может быть 
удачно использована при проектировании ЖРДМТ в связи с тем, 
что ЖРДМТ имеют небольшие размеры и минимальные заклапанные объемы. Это обусловлено требованиями быстродействия и работы на импульсных режимах. Малые расходы компонентов топлива и импульсный режим работы не позволяют организовать полноценное наружное регенеративное и внутреннее охлаждение. 
В доступных литературных источниках отсутствуют рекомендации 
по расчету геометрических параметров цилиндрической части камеры при низких давлениях в камере сгорания применительно к 
ЖРДМТ. Имеющиеся экспериментальные данные по приведенным 
длинам камер сгорания находятся в широком диапазоне значений, 
при этом отсутствуют рекомендации по выбору приведенной длины 
для ЖРДМТ. Практически нет данных о влиянии приведенной длины камеры сгорания на расходный комплекс для ЖРДМТ. Трудности проектирования ЖРДМТ изложены в работах [19, 20]. 

Основам теории и расчета процессов горения в различных технических устройствах посвящены работы [21–24]. Однако предложенные в них рекомендации относятся либо к конкретному типу 
устройств, либо к устройствам с простой геометрией, что ограничивает практическую ценность этих работ для применения в расчетах ЖРДМТ.  
В заключение можно отметить, что проектирование смесительных головок ЖРДМТ в подавляющем большинстве случаев 
состоит в разработке схемы смешения и ее экспериментальной 
проверке для двигателя определенной тяги, а затем в применении 
схемы для целого ряда двигателей близких по уровню тяг с последующей экспериментальной проверкой. 
Данные по ЖРДМТ ведущих отечественных и зарубежных организаций приведены в следующем подразделе. 

1.2.1. Технические характеристики зарубежных  
жидкостных ракетных двигателей малой тяги 

ЖРДМТ компании Aerojet  
Компания Aerojet производит двухкомпонентные двигатели тягой 2…62 Н на компонентах топлива АТ и ММГ для коррекции 
орбиты спутников и системы контроля высоты [25]. Основные характеристики некоторых ЖРДМТ приведены в табл. 1.1.  

Таблица 1.1 

Основные характеристики ЖРДМТ компании Aerojet  
на компонентах АТ и ММГ 

Рп, Н 
Iу.п, м/с 
Сухая масса, 
кг 

Геометрическая 
степень расширения 
сопла 

Соотношение 
компонентов 
 топлива 

  2,00 
2 597 
0,27
150
1,65 

21,35 
2 793 
0,57
150
1,60 

62,00 
2 813 
1,13
75
1,65 

На компонентах топлива АТ и гидразин компания Aerojet разработала двигатели тягой 490…890 Н [26]. Основные характеристики этих ЖРДМТ приведены в табл. 1.2. 
В качестве материала камеры сгорания и сопла применен рений с покрытием из иридия с переходом на менее жаропрочные