РДТТ США - история, конструкция, отработка

[C-300-2]

Тема по ЖРД США есть, а по РДТТ нет, непорядок. 
Сразу хочу сказать, что ограничиваюсь маршевыми РДТТ большой тяги.
П. С. быть может, в разделе "средствА выведения..." сделать подраздел по двигунам и туда перенести все темы по ним?.. А то, ИМХО, как-то в историческом разделе ну совсем не клеится.

[C-300-2]

Для начала разговора.  
Производство ускорителя ГЕМ 63ХЛ (графито-эпоксидный мотор*, 63 модели, эк-эль - удлинённый по сравнению с базовой версией). 
Сами ускорители ГЕМ 63ХЛ предназначены для новой РН "Вулкан-Центавр" и разработаны на основе ускорителя ГЕМ 63.
Прим.: * - в западной терминологии РДТТ почему-то называют "моторами".
В ролике больше всего заинтересовало, что внешнюю поверхность СЗЧ сопла обклеивают теплозащитой; причём, похоже, пробковой. 

[C-300-2]

Официальная информация по мотору от разработчика и изготовителя - Нортроп Груммана.
Информация взята из катАлога Нортроп-Груммана, который можно скачать по ссылке: https://cdn.prd.ngc.agencyq.site/-/media/wp-content/uploads/NG-Propulsion-Products-Catalog.pdf

[C-300-2]

Официальная информация по мотору от разработчика и изготовителя - Нортроп Груммана.

Такс, ну что, начнём, что ли, разбираться с приведённой информацией?.. Во-первых, надо перевести все величины с богомерзкой системы единиц в человеческую СИ. 
(Кстааааати!.. Даже когда мериканьцы пишут вместо "lbf=либрафорс" вроде привычные нам "tf=тонфорс", то даже тут мои глаза наливаются кровью, ибо я не понимаю, какие тонны они использовали. Да-да, тонны бывают не только привычные нам, метрические, но и американские короткие тоны - именно с одной буквой "н". И поди разберись, какие тонны/тоны имел в виду аффтор докУмента. Так что хай с ними, уж лучше в lbf... Ладно, минутка ненависти от меня закончилась.)
Основные размеры:
Диаметр мотора: 1,618 м
Длина мотора (включая сопло и обтекатель): 21,98 м
Диаметр среза сопла: 1,53 м
Характеристики мотора (в вакууме, при температуре* 22,8 град. Ц)
Время работы на номинальном режиме: 87,3 с
Полное время работы (до спада давления в 1,45 с**): 88,31 с
Максимальная тяга: 2060,6 кН
Удельный импульс: 280,3 с
Импульс тяги: 131,534 МН*с
Средняя тяга (при работе на номинальном режиме***): 1503 кН
Средняя тяга (за время работы): 1486 кН
Массовые характеристики
Масса снаряжённого изделия: 53034 кг
Масса топлива: 47853 кг
Масса на момент выгорания топлива (расчётная): 4520 кг
Топливо
QDL-4****
Горючее-связующее: HTPB
Энергетическая добавка: 19% алюминия
Температурные пределы
Температура эксплуатации: 4,4...32,2 град. Цельсия
Температура хранения: 4,4...32,2 град. Цельсия

[C-300-2]

Такс, ну что, начнём, что ли, разбираться с приведённой информацией?..

Забыл добавить примечания.
Итак:
* Скорость горения твёрдого топлива сильно зависит от температуры заряда. Поэтому и характеристики РДТТ (время горения, тяга и т. д.) "плавают" из-за неё.
Именно поэтому (отчасти, конечно; есть и иные причины) боевые ракеты (те же "Тополя") возят в термостатированных контейнерах. Часть твёрдотопливных РН также термостатируется - "Минотавр", некоторые новые китаёсские РН...
** Полное время работы в западных источниках (например, Саттон, 2017, стр. 459) определяется как время от момента достижения 10% максимального давления до момента спада давления до 10% от максимального (см. рис.).
Вы не можете просматривать это вложение.
*** Далее рассмотрим графики изменения тяги ускорителя.
**** Надо глянуть, что это за пакость такая, QDL-4. Быть может, отвердитель какой, что ли.

[Дмитрий В.]

Каталог РДТТ Нортроп-Грумман: https://disk.yandex.ru/i/CJOLcIAJHQ3nDA

[C-300-2]

Кривые тяги ГЕМ 63ХЛ.
Вы не можете просматривать это вложение.
Итак, что можно отметить?..
1) Приведены три кривые изменения тяги по времени: номинальная (при t=22,8 град. Ц.), наибольшей продолжительности горения (при t=4,4 град. Ц.), наименьшей продолжительности горения  (t=32,2 град. Ц.).
Кривые соответствуют максимальным эксплуатационным разбросам температуры.
2) Кривые весьма стандартные именно для РН, их ещё называют "М-образные". Первый пик обусловлен желанием получить максимальную тягу для повышения стартовой тяговооружённости при стартовом весе. Далее тяга спадает для уменьшения аэродинамических нагрузок. Потом тяга несколько подрастает от разгара поверхности горения топлива - образуется второй слабо выраженный пик.

[C-300-2]

Статья "Создание более совершенного ускорителя" от инженера-разработчика, повествующая о создании ГЕМ 63 - мотора, летающего в составе Атласа-5 (с ноября 2020 г., в соответствии с Каталогом Нортроп Груммана) и послужившего основой для ГЕМ 63ХЛ.
Часть 1: https://www.thespacereview.com/article/3658/1
Часть 2: https://www.thespacereview.com/article/3660/1
Постараюсь выдрать оттуда наиболее существенные и интересные куски и перевести на русский.  Но не обещаю - силы и время всё-таки небезграничны...

[C-300-2]

Немного прерву про ГЕМ 63. Вынужденно. На днях на глаза попалась интересная таблица и за эти пару дней я уже начал забывать, где я её видел-то. А потом и вообще забуду, что что-то видел. Так что пусть будет тут - характеристики сопел баллистических ракет "Миротворец" и "Трайдент-1". Приведено по книге "Органы управления вектором тяги твердотопливных ракет", Р. В. Антонов, М. И. Соколовский, 2006.
Вы не можете просматривать это вложение.

[Feol]

Тяжёлые...

[Feol]

Любопытно, а какой разброс тяги у современных мощных ЖРД? От экземпляра к экземпляру, из-за погрешностей изготовления.

[C-300-2]

Коллеги, сейчас несколько не до форума (и тем более не до ГЕМ 63, хотя надо найти программу его отработки). Поэтому просто интересный фрагмент из книги, который попался на глаза. Публикую дабы не забыть.
Речь идёт про сверхкрупный РДТТ фирмы "Аэроджет" AJ-260. Кому интересно - про него есть статья в "Русском космосе" №8, 2019 г. Про него тоже есть материалы, но это уж точно не первостепенный вопрос - как-никак, в РДТТ старый и экспериментальный.
Вы не можете просматривать это вложение.
Григорьев - Твердые ракетные топлива (1969), стр. 99

[C-300-2]

Любопытно, а какой разброс тяги у современных мощных ЖРД? От экземпляра к экземпляру, из-за погрешностей изготовления.

Точно ЖРД, а не РДТТ?.. 

[Feol]

Оффтоп... да. Тема про РДТТ, вопрос про ЖРД. Но любопытно стало сравнить
Температура компонентов тоже может отличаться и может влиять, если несколько жидкостных блоков.

[C-300-2]

Оффтоп... да. Тема про РДТТ, вопрос про ЖРД. Но любопытно стало сравнить

Ну, оффтоп так оффтоп. Разумеется, для разных двигателей (ЖРД) и разбросы разные. Для больших (маршевых) двигателей разброс тяги на уровне +/-(1,5...2,5)%
Но тут учитывайте следующее. Подавляющее большинство ЖРД проходит настройку в товар по тяге и соотношению компонентов Км. Т. е. агрегаты ЖРД, влияющие на настройку (типа оказывающих значительное гидравлическое сопротивление - камера, дроссели, клапаны и т. п.; обеспечивающих подачу компонентов из состава ТНА - насосы, турбина) проходят испытания на модельных средах, определяются их паспортные характеристики. Далее по формулам, полученным из анализа математической модели двигателя, определяются меры по настройке двигателя в товар, обеспечивающих номинальные характеристики по тяге и Км, как я уже говорил. Для настройки по Км в одной из магистралей после насосов (либо после насоса Ок, либо после Г) ставят дроссельную шайбу (и расчёт настройки по Км сводится к выбору магистрали - Ок или Г - и диаметру шайбы). Для настройки по тяге настраивается регулятор, сидящий на газике.
Иногда ЖРД проходят двухстадийную настройку: сначала по результатам автономных (модельных испытаний) агрегатов (это то, что я расписал выше), а затем - по результатам огневых контрольно-технологических испытаний. Там уже анализируются отклонения по тяге, Км в процессе ОСИ и проводят дополнительную поднастройку. (Кстати, где-то я встречал статью, как настраивают по результатам КТИ РД-180. Если надо, чекну её в своём архиве.)
Вот после настройки и получается вышеназванная точность.
Всё вышеизложенное, разумеется, не секрет и можно найти в открытой литературе.
П. С. на всякий случай. Не надо сравнивать разбросы параметров ЖРД и график разброса тяги РДТТ ГЕМ 63ХЛ. Это - про совершенно разные вещи.

[C-300-2]

Немного прерву про ГЕМ 63. Вынужденно. На днях на глаза попалась интересная таблица и за эти пару дней я уже начал забывать, где я её видел-то. А потом и вообще забуду, что что-то видел. Так что пусть будет тут - характеристики сопел баллистических ракет "Миротворец" и "Трайдент-1". Приведено по книге "Органы управления вектором тяги твердотопливных ракет", Р. В. Антонов, М. И. Соколовский, 2006.
32.jpg

Чует моё сердце, что бедным ГЕМом 63 я так и не продолжу заниматься. 
Нарыл тут конструктив по соплам "Трайдента-1".
На рисунках представлены:
- типовая схема сопла Трайдента-1 - классическое ПУС с ЭОШ, поворотное управляющее сопло в эластичном опорном шарнире;
- характеристики сопел;
- конструктив сопел 1, 2, 3 этажей.
Характеристики вполне стыкуются с приведенными из российской книги. Диаметры немного различаются, но то сэм-восэм. Отличия давлений я объясняю так (в качестве гипотенузы). В российском источнике приведено среднее давление в корпусе (см. картинку выше на этой странице), а в мериканьском приведен параметр МЕОП - максимум экспектэд оперэйшн прэшшэ, максимальное давление в корпусе за время работы. Поэтому в мериканьской таблице значения давлений повыше, чем в российской.
Упёрто из докУмента NASA CR-145136 SCOUT NOZZLE DATA BOOK by S. Shields DECEMBER 1975
Вы не можете просматривать это вложение.
характеристики
Вы не можете просматривать это вложение.
типовая конструкция
Вы не можете просматривать это вложение.
сопло 1-о этажа
Вы не можете просматривать это вложение.
сопло 2-о этажа
Вы не можете просматривать это вложение.
сопло 3-о этажа

[Feol]

Оффтоп... да. Тема про РДТТ, вопрос про ЖРД. Но любопытно стало сравнить

Ну, оффтоп так оффтоп. Разумеется, для разных двигателей (ЖРД) и разбросы разные. Для больших (маршевых) двигателей разброс тяги на уровне +/-(1,5...2,5)%

...

Спасибо! Интуитивно примерно так и полагал, единицы процентов.

Удивило значение разброса тяги 7.5% маршевого двигателя Бриза, которое приведено в методичке "СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАЗГОННЫМ БЛОКОМ" 2010 г., стр. 69:

"возможность значительных отклонений начальной массы РБ и установившегося уровня тяги МД от расчетных значений (соответственно ± 200 кг и ±7,5 %)"

https://www.mokb-mars.ru/wp-content/uploads/2018/04/SURB-2.pdf

С одной стороны, если при изготовлении абсолютные погрешности оборудования и т. п. примерно постоянны, то относительная погрешность изготовления двигателей уменьшающейся мощности должна расти. Однако, неясно, что мешает уменьшить разброс регулировкой, или, если регулировка невозможна или нецелесообразна, то паспортизовать значение для расчётов.

[C-300-2]

Удивило значение разброса тяги 7.5% маршевого двигателя Бриза, которое приведено в методичке "СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАЗГОННЫМ БЛОКОМ" 2010 г., стр. 69:

"возможность значительных отклонений начальной массы РБ и установившегося уровня тяги МД от расчетных значений (соответственно ± 200 кг и ±7,5 %)"

https://www.mokb-mars.ru/wp-content/uploads/2018/04/SURB-2.pdf

А вот это очень странно!.. Тут надо разбираться. Дело в том, что там настройка двигателя крайне хитрая и должна давать ооочень добрую точность. Но сначала надо убедиться, что процедура его настройки описана в открытых источниках, дабы чего лишнего не сказать.*
Давайте продолжим только в технических вопросах россыпью, ладно?..

* Посмотрел. Да, схема настройки двигуна описана в открытой литературе

[Feol]

Хорошо, конечно.

[C-300-2]

Я не забыл про РДТТ США  Просто времени и сил мало...
Штош, продолжим продолжать про ГЕМ 63.

МАГНА, Юта – 10 августа 2022 г. – Корпорация Northrop Grumman (NYSE: NOC) расширяет свои мощности по производству твердотопливных двигателей за счет строительства новых современных предприятий для поддержки практически всех этапов производства твердотопливных ракетных двигателей, в том числе изготовление корпуса, смешивание и отливка топлива, а также окончательная сборка.
Инвестиции в инфраструктуру и расширение производства твердотопливных двигателей более чем утроят возможности компании по поставке твердотопливного ракетного ускорителя с графитовым эпоксидным двигателем диаметром 63 дюйма (GEM 63) и модели увеличенной длины (GEM 63XL), что будет иметь решающее значение для поддержите новый контракт, полученный от United Launch Alliance (ULA) в июне.
...
Расширение будет завершено в несколько этапов, и ожидается, что все зоны будут полностью введены в эксплуатацию к 2025 году. Помимо нового строительства, реализуются планы модернизации существующих площадей, включая закупку современного производственного оборудования, инструментов и вспомогательного оборудования для оптимизации процессы, улучшить доставку продукции и увеличить мощность и выпуск продукции.

https://news.northropgrumman.com/news/releases/northrop-grumman-invests-in-new-solid-rocket-motor-manufacturing-facilities-in-magna-utah

МАГНА, Юта – 8 июня 2022 г. – Корпорация Northrop Grumman (NYSE: NOC) получила многолетний контракт на сумму более 2 миллиардов долларов от United Launch Alliance (ULA) на увеличение производства графитовой эпоксидной смолы диаметром 63 дюйма. Моторный (ГЭМ 63) твердотопливный ракетный ускоритель и вариант увеличенной длины (ГЕМ 63XL). Награда, которая поддерживает проект Amazon Project Kuiper и дополнительных клиентов ULA, включает в себя как увеличение производительности, так и значительное расширение мощностей. Это позволит Northrop Grumman увеличить производительность и позволит модернизировать существующие и новые современные мощности и инструменты.

https://news.northropgrumman.com/news/releases/northrop-grumman-finalizes-contract-for-gem-solid-rocket-boosters

[Harder]

https://news.northropgrumman.com/news/releases/northrop-grumman-next-generation-interceptor-solid-rocket-motor-delivered-for-first-static-test-fire

7 марта 2024 г. Корпорация Northrop Grumman доставила твердотопливный ракетный двигатель третьего поколения (SRM) предназначенного для перехватчика следующего поколения (NGI) на базу ВВС Арнольд с опережением графика для полной статической проверки и огневых испытаний в начале 2024 года. SRM предназначен для NGI,и данные статических испытаний помогут закрепить баллистические прогнозы NGI по твердотопливным ракетным двигателям, информируя другие конструкции SRM перед вступлением в квалификационные испытания.В 2024 году компания завершит дополнительные полномасштабные статические испытания для каждого из своих NGI SRM, чтобы предоставить исчерпывающие данные для поддержки своего проекта All-up Round, который ожидается позднее в этом году.  

[C-300-2]

Некоторые параметры моторов РН "Скаут". Статья Thrust Misalignments of Fixed-Nozzle Solid Rocket Motors. R. N. Knauber, Lockheed Martin Vought Systems, Dallas, Texas. JOURNAL OF SPACECRAFT AND ROCKETS Vol. 33, No. 6, November-December 1996

[C-300-2]

Фильм фирмы Тиокол про изготовление смесевого твёрдого топлива. По виду, фильм конца 50х - начала 60х годов (опять же, судя по Минитмену).

[C-300-2]

Что любопытно, Аэроджет использовал другой тип техпроцесса - непрерывное смешение, более характерное для изготовления небольших ракет, типа тактических, реактивных снарядов и пр. Планировалось использовать этот техпроцесс для изготовления крупногабаритных ускорителей АСРМ для Спэйс Шаттла.
Из статьи The Development of a Continuous Mix Process for ASRM Propellant Production. C. A. Cervenka, Aerojet ASRM Division, Yellow Creek, Mississippi. AIAA 93-2056.

The decision to utilize a continuous propellant processing approach for the Advanced Solid Rocket Motor (ASRM) was made during project conception and proposal.
...
Another consideration which influenced this decision was the experience base Aerojet possessed for continuous propellant processing. Aerojet's continuous mix process development began in the late 1950's, with the operation of a UK-IOO Ko-Kneader/Extruder made by Baker-Perkins. A 7.5" Rotofeed deaerator was also part of the process design. The Rotofeed served as the propellant degassing unit, and also provided the motive force for propellant transport. Problems encountered during this early development centered primarily around the high pressure propellant extrusion from the Ko-Kneader. 'Ihe K&Kneader design was modified to remove its extrusion functionality, in favor of an atmospheric discharge of the mixed propellant into a surge pot. This process design for propellant mixing was patented by Aerojet in the early 1960's. The process was scaled up to a UK-150 Ko-Kneader and 14" Rotofeed for the first Aerojet continuous mix application in a production program. Using dual continuous mix production lines, Aerojet produced 14.6 million lbs. of propellant for Polaris motor production. This process was then again scaled up, to a UK-200 Ko-Kneader mixer, for Aerojet's Dade County,
Copyright 0 1993 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved.
Florida facility. Some 3 million lbs. of continuous mix propellant were produced at Dade County for NASA's 20-inch motor program. This considerable process scale up experience provided the initial assurance that Aerojet's continuous mix process could be adapted for ASRM.

Перевод в диплёнинге:

Решение об использовании непрерывной обработки топлива для усовершенствованного твердотопливного ракетного двигателя (ASRM) было принято еще на стадии разработки проекта и предложения.
...
Другим соображением, повлиявшим на это решение, был опыт компании Aerojet в области непрерывной обработки топлива. Разработка непрерывного процесса смешивания в компании Aerojet началась в конце 1950-х годов с эксплуатации UK-IOO Ko-Kneader/Extruder производства Baker-Perkins. Деаэратор Rotofeed диаметром 7,5 дюйма также был частью технологической схемы. Деаэратор Rotofeed служил для дегазации пропеллента, а также обеспечивал движущую силу для транспортировки пропеллента. Проблемы, возникшие на ранних этапах разработки, были связаны в основном с выдавливанием пропеллента под высоким давлением из смесителя Ko-Kneader. Конструкция K&Kneader была изменена таким образом, чтобы исключить функцию экструзии и использовать атмосферный выброс смешанного топлива в горшок. Эта конструкция процесса смешивания топлива была запатентована компанией Aerojet в начале 1960-х годов. Процесс был масштабирован до UK-150 Ko-Kneader и 14" Rotofeed для первого применения непрерывного смешивания в производственной программе Aerojet. Используя две линии непрерывного смешивания, компания Aerojet произвела 14,6 млн фунтов ракетного топлива для производства двигателей Polaris.

Затем этот процесс был снова масштабирован до смесителя UK-200 Ko-Kneader для предприятия Aerojet в округе Дейд, штат Флорида. В Дейд-Каунти было произведено около 3 миллионов фунтов топлива непрерывного смешивания для программы НАСА по 20-дюймовым двигателям. Этот значительный опыт масштабирования процесса послужил первоначальной гарантией того, что процесс непрерывного смешивания компании Aerojet может быть адаптирован для ASRM.