книги / Химия и технология баллиститных порохов, твердых ракетных и специальных топлив. Т. 1 Химия

ний опытных образцов с выбором выходного состава, исследова­ ние свойств этого состава с проведением широких производственных, стендовых и натурных испытаний. Обычно это многолетняя и исключительно трудоемкая работа, требующая участия большого коллектива ученых, инженеров и рабочих, осуществляющих как теоретические, так и экспериментальные исследования. Стоимость работ по созданию нового состава, как правило, весьма значительная, определяется как квалификацией исследователей — разработчиков, так и степенью прогресса, дос­ тигаемого в улучшении основных характеристик.

В связи с этим цель настоящей монографии состоит в том, чтобы систематизировать теоретические исследования по всем направлениям, касающимся разработки химии и технологии новых составов порохов и топлив, способствовать подготовке квалифицированных специалистов, способных обеспечить раз­ работку в короткие сроки и с достижением наивысших ре­ зультатов по основным параметрам новых составов.

Такой систематизации накопленного потенциала теоретиче­ ских и экспериментальных исследований до настоящего вре­ мени, к сожалению, не проводилось, и квалификация разра­ ботчиков определялась практически, в основном, накоплен­ ным опытом, что достигалось в течение длительного времени и, кроме того, не всегда на должном уровне.

С целью понимания последовательности теоретического поиска направлений работы и экспериментального определе­ ния характеристик составов и получения необходимых исход­ ных данных для оптимальных технологических параметров из­ готовления изделий рассмотрим блок-схему последовательных шагов при разработке составов.

Обозначение параметров в вышеприведенной схеме: I! — удельный импульс реактивной тяги, н с/кг;

Т— температура, К;

р— плотность топлива, г/см3;

	V — показатель степени в функции II = Ь^Р';
	Г, П — соответственно сила и потенциал пороха;
	г] — вязкость массы;
	Хц — удельная сила внешнего трения при течении массы
по	металлической поверхности;
	аср — предельное напряжение сдвига (напряжение среза);
	Ткр, с!кр, гинд — критические параметры теплового воспла­
менения (температура,		диаметр, время	индукции);
при	Одис> <3 = Г(0 > ^прссс	— конкретные	параметры переработки
	изготовлении конкретного заряда (диссипативная энергия,

изменяющийся диаметр по длине пресс-инструмента, время прессования);

у — скорость сдвига; / у — интегральная деформация при прессовании, опреде­

ляемая параметрами пресса и пресс-инструмента. Представленная блок-схема опирается на потенциал накоп­

ленных теоретических разработок, экспериментальных иссле­ дований и методов определения характеристик топлив и обес­ печивает комплексное решение задачи от получения исходных данных до завершающей стадии разработки топлива и техно­ логии изготовления зарядов.

Последовательность решения задачи от постановки цели, связанной с параметрами разрабатываемых ракетных двигате­ лей, до испытания в модельных или натурных двигателях оп­ ределяется сущностью самой топливной композиции, состоя­ щей из компонентов с высокими энтальпией образования и кислородным балансом, в естественном состоянии химиче­ ски и термодинамически зачастую малосовместимыми.

Теоретические основы, определяющие требования к топли­ вам по термохимическим, энергетическим свойствам, физиче­ ской стабильности, закономерностям горения и пр., были рас­ смотрены выше, в первой части данной монографии. Здесь же, рассматривая логику построения программы разработки топлива, следует дополнить данную информацию исходными данными, определяющими все дальнейшие шаги на пути соз­ дания новых составов топлив. Очевидно, что основные требо­ вания определяются тем объектом, для которого это топливо предназначено, т. е. артиллерийскими орудиями, ракетными двигателями или специальными устройствами.

Вся история развития химии и технологии порохов и топ­ лив определялась именно требованиями и соответственно про­ грессом в сфере совершенствования средств вооружения. Не­ обходимость повышения мощности артиллерийского выстрела вызвала к жизни пироксилиновые и баллиститные пороха, имеющие существенно более высокую энергию, чем дымные пороха. Появление ракетной техники потребовало и новых по­ рохов, и новой технологии их производства. Новые типы ра­ кетных систем ближнего боя, оперативно-тактических ракет по мере их усовершенствования требовали топлив с более вы­ сокими энергетическими и улучшенными баллистическими ха­ рактеристиками, а зарядов с увеличенными габаритно-массо­ выми характеристиками. Появление МГД-генераторов, лазер-

ного и других нетрадиционных видов вооружения способствовали созданию принципиально новых видов высо­ коэнергетических составов, потребовавших иной теоретиче­ ской и экспериментальной базы. Развитие ракетного вооруже­ ния на определенном этапе привело к созданию крупногаба­ ритных стратегических ракет, требованиям которых к топливам баллиститные составы уже не удовлетворяли ни по габаритным, ни по энергетическим характеристикам. Потребо­ вался новый класс топлив — смесевых — иной химической и физической природы, обеспечивающих увеличение энергети­ ческих характеристик и габаритов зарядов.

Таким образом, прогресс по стратегическим направлениям создания более совершённого вооружения определяется, в первую очередь, задачами улучшения характеристик новых видов боеприпасов.

Конечно, существенный прогресс может быть обеспечен и в случае получения нового по качеству топлива, разработан­ ного вне связи с каким-то конкретным боеприпасом. В этом случае может быть осуществлен прорыв по целому ряду на­ правлений.

Однако, как правило, эволюция химии и технологии порохов, ракетных и специальных топлив определяется задачами совершенствования средств вооружения, требуемые характери­ стики которых и задают исходные данные для создания новых топлив.

Исходя из этого, мы рассматриваем классическую схему разработки П и ТРТ, обозначенную выше.

7.3Выбор оптимальных параметров РДТТ

итермодинамическое проектирование ракетных топлив

Полное решение задачи выбора оптимальных проектных параметров твердотопливной ракеты является весьма сложным. Оно связано с определением большого числа параметров, свя­ занных сложными зависимостями. Проектирование ракеты и ракетных двигателей не является предметом рассмотрения настоящей монографии, которая посвящена исключительно вопросам, связанным с химией и технологией П и ТРТ.

Однако для разработки топлива необходимо знать его ха­ рактеристики, которые определяют эффективность объекта его использования (ракетного двигателя, артиллерийского орудия, МГД-генератора и др.). В связи с этим целью термодинамиче-

254

ского проектирования П и ТРТ является определение опти­ мального компонентного состава на основе критериев балли­ стической эффективности, в наибольшей степени удовлетво­ ряющих поставленным требованиям.

Как известно из внутренней баллистики РД, идеальная (ха­ рактеристическая) скорость ракеты при полете вне поля тяго­ тения и при отсутствии аэродинамического сопротивления оп­ ределяется формулой Циолковского [32, 134]:

Уш)=Уэф\тцик,

(7.1)

где Уэф — эффективная скорость истечения продуктов сгора­ ния; /ик = С0/ С к — массовое число ракетного аппарата, рав­ ное отношению масс ракеты в момент старта и по окончании работы двигателя.

Так как эффективная скорость истечения продуктов из со­

пла равна удельной тяге ( Уэф = Руд),	то
Ка = Руд^Ик	(7.2).

Сучетом силтяготения и аэродинамического сопротивле­

ния реальная скорость полета в конце активногоучастка будет

меньше идеальной:
К = К, - дК.т._ дК,.,	(7.3)

где дУ3„,', дУас. — соответственно потери скорости из-за зем­ ного тяготения и аэродинамического сопротивления.

Итак, главными факторами, определяющими значение иде­ альной или конечной скорости, являются удельная тяга двига­ теля и массовое число аппарата. Удельная тяга (удельный им-

пульс)	является важнейшим параметром ракетного	топлива.
На рис.	80 представлены графики функций Ь = / 1 аь х пока­
	Л	/

зывающие влияние удельной тяги на дальность ракеты [134]. Как видно из рисунка, влияние удельной тяги весьма ве­ лико, в особенности для стратегических ракет. Так, при даль­ ности ракеты 11000 км прирост удельной тяги на 1 % увеличи­

вает дальность свыше 500 км.

В связи с большим влиянием удельной тяги Руд одной из основных тенденций в совершенствовании ракетных двигате­ лей является повышение удельного импульса ТРТ.

Основным критерием артиллерийских и стрелковых порохов является сила пороха, определяющая начальную скорость снаряда (пули):

		2	4	6	8		К)	12		I .• 10'\ км
Рис.	80.	Влияние изменения удельной тяги на дальность полета ракеты:
1 —	Руд	= 250 кг-с/кг;		2 — Руд	=	300 кг-с/кг; 3 — Руд			=	350	кгс/кг
			г = ™ т			у = Ш					(7.4)
			7	273	’	0	у Ю8
где /	—	сила	пороха,	Р — давление			газов,	РК —	объем		газов,
Т — температура газов, У0 — дульная скорость,									/	— коэффи­

циент фиктивности, //в — потенциал, в — показатель адиаба­ ты, а) — масса заряда, # — масса снаряда.

Влияние силы пороха на дульную скорость снаряда типо­

вой	артиллерийской системы представлено в виде функции
У0 =	Г(1) на рис. 81.

В отличие от ракетного топлива, влияние которого на ха­ рактеристики РД, в первую очередь на дальность полета, весь­ ма значительно, сила артиллерийского пороха в пределах воз­ можного ее роста, исходя из энергетических (химических) воз­ можностей, влияет на У0 существенно^ меньше. Так, для повышения дульной скорости от 1800 до 2000 м/с сила пороха должна быть увеличена с 120 до 240 тсм/кг, что лежит за пре­ делами достижимого в обозримом будущем [32]. Подобное

Рис. 81. Влияние силы пороха / на дульную скорость У0 артиллерийской системы

увеличение начальной скорости снаряда, как будет показано ниже, осуществимо на иной технической базе.

Тем не менее энергетические характеристики П и ТРТ имеют важнейшее значение при разработке новых видов ар­ тиллерийских боеприпасов и ракетных двигателей. Поэтому при разработке новых более эффективных составов П и ТРТ' производится оценка их баллистической эффективности пу­

тем количественной	оценки влияния основных компонен­
тов — окислителей,	горючего и т. д. — на удельный импульс,

плотность, температуру продуктов сгорания, окислительный потенциал и ряд других характеристик в зависимости от так­ тико-технических требований. Задача решается с использова­ нием термогазодинамического метода, разработанного для ус­ ловий химического равновесия многоэлементной многофаз­ ной системы.

Баллиститиые ракетные топлива представляют собой мно­ гокомпонентную систему. Количество компонентов, входящих в состав топливной композиции, выражается в массовых до­ лях. Учитывая последнее, а также то, что для расчета термоди­ намических параметров продуктов сгорания необходимы впол­ не определенные эквивалентные характеристики ракетного то­

плива, а	именно эквивалентная формула	вида ХхУу2 2...
и полная	аддитивная энтальпия образования	топлива Д #°,

следует использовать одно из наиболее приемлемых выраже­ ний для их вычисления [134]:

(7.5)

(7.6)

здесь X, V, 2... — обозначения химических элементов; хй, уе, 2е — числовые коэффициенты, являющиеся числами грамм-атомов Х-го, У-го, 2-го элементов в §-ом компоненте топлива на один килограмм компонента; х0, у0, 20 — числовые

коэффициенты,	являющиеся	числами	грамм-атомов Х-го,
У-го, 2-го элементов на один килограмм топлива;				— массо­
вая доля §-го	компонента в	топливе;	[Д #°]? —	полная эн­

тальпия килограмма &-го компонента топлива при температуре Т; Р — полное число компонентов топлива.

Полная система нелинейных алгебраических уравнений, описывающая состояние равновесия топливной композиции, заданной эквивалентной формулой (7.5) при выбранных зна­ чениях температуры и давления, может быть выражена в виде:

— нормированного уравнения Дальтона

к

(7.7)

— уравнений материального баланса, записанных в отно­ сительном виде

т

(7.8)

т

а

/II

я,

— условий равновесия для реакций, записанных в лога­ рифмической форме

			/
		,п	= '2 ,аи |п 0 “ 1п 0 и = 1+1+1с)-					(7.9)
			/=I
Здесь рассматривается исходная смесь химически реаги­
рующих веществ, состоящая из / =					1,2,..., / химических			эле­
ментов.	Вещества		при взаимодействии образуют у =				1,2,....,/,
/+1,...Л	газообразных компонентов и у = Л+1,					к+2,...	т	кон­
денсированных компонентов.
В формуле (7.9) аи — число атомов /-го элемента в у'-ом
компоненте;		ац при у = 0 — числа,			пропорциональные обще­
му числу		атомов	1-го	вида в	топливной	композиции;
/у = —-------- относительная				количественная характеристика у-го

2л

/ = 1

компонента; л,- — число молей у-го компонента для у </:;/}• — объемная доля, при этом объем, занимаемый конденсирован­ ной фазой, принимается равным нулю. При у > к+1, ..., т ве­ личина /у является условно мольной долей, так как она обра­

зована отношением количества у-го компонента не к общему

к

количеству продуктов реакции

а только к суммарному

У=1

количеству продуктов реакции, находящихся в газообразном состоянии.

Содержащаяся в формуле (7.9) величина 1пК} связана с обычной константой равновесия следующим образом:

1п К] = 1п Кр. — 2 Х / -1 1п р,

(7.10)

где р — суммарное давление в смеси продуктов реакций в фи­ зических атмосферах.

При образовании в химически реагирующей смеси конден­ сированных продуктов (/' > Л+1, ..., т) объемные доли соот­ ветствующих газов в уравнении (7.9) становятся постоянными, поскольку их парциальные давления оказываются равными со­ ответствующим давлениям насыщенных паров (р, ||ас).

Система уравнений (7.7—7.9) решается на ЭВЦМ. Полу­ ченный равновесный состав продуктов сгорания при заданных р, Т для исходных условий формулы (7.5) используется для

расчета осреднекных термодинамических параметров «опорной точки»:

— фиктивной молекулярной массы через молекулярные массы индивидуальных компонентов

т

(7 - Ч )

7 = 1

— полной удельной массовой энтальпии

		т
		Л АНЬНН°Т-Н°0) Л П
	У	7 = 1 _______________________________________	(7.12)
		/*1

— удельной массовой энтропии через энтропию индивиду­ альных компонентов, взятых при одной атмосфере,

2 )[‘УЛ “ Л(1пР+0 ,1п0)]
;=|	(7.13)
— удельного объема по уравнению состояния
= -------КТ .	(7.14)

"РгРг

Необходимые параметры нескольких опорных точек ис­ пользуются при расчете температуры горения топлива по урав­ нению

ДН°т=1,

где Д #° — постоянная из уравнения (7.6); / — величина, по­ лученная по уравнению (7.12) и зависящая в данной поста­ новке решения только от температуры продуктов сгорания.

Режим изоэнтропического истечения расширяющихся про­ дуктов сгорания определяется равенством удельных массовых энтропий продуктов сгорания камеры и продуктов сгорания истечения в любом сечении соплового блока

■** = *.•

(7.16)

Скорость истечения в любом проходном сечении рассчи­ тывается по формуле

О) = 91,53

(7.17)