Статьи конференции HEMs-2014. Часть 3.

III. РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ. ГАЗОГЕНЕРАТОРЫ
III. ROCKET ENGINES FOR SPACE SYSTEM. GAS GENERATORS
РАЗРАБОТКА БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ ИЗВЛЕЧЕНИЯ НЕВЫРАБАТЫВАЕМЫХ ОСТАТКОВ
ЖИДКОГО ТОПЛИВА ИЗ БАКОВ НА ОСНОВЕ ИХ ГАЗИФИКАЦИИ ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ
БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ РАКЕТ
В.И. Трушляков, М.Е. Белькова
Омский государственный технический университет, г. Омск, Россия
Современные ракеты космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными
двигателями имеют ряд существенных технологических и проектно-конструкторских
недостатков.
Так как технология использования РКН предусматривает отделение отработанных
нижних ступеней, требуются значительные площади районов падения на поверхность
Земли, а верхние отработанные ступени после завершения выведения остаются на орбитах полезных нагрузок, представляя собой угрозу для действующих космических аппаратов.
Проектно-конструкторские недостатки – наличие невырабатываемых остатков топлива в баках, магистралях – приводят:
к увеличению площади района падения за счёт дополнительного случайного воздействия остатков жидкости в баках на динамику отработанной нижней ступени при
спуске в атмосфере, что увеличивает высоту начала разрушения ступени;
проливам и химическим загрязнениям почв, взрывам, пожарам в местах падения отработанных ступеней;
взрывам верхних ступеней на орбитах и, следовательно, к появлению значительного
объёма космического мусора.
Для устранения этих недостатков требуются затратные мероприятия по обеспечению экологической безопасности, причём их стоимость непрерывно увеличивается.
В настоящем докладе излагаются результаты разработки системы извлечения невырабатываемых остатков жидкого топлива в отработанных ступенях на основе их испарения в топливных баках подачей горячих газов (теплоносителей), получаемых с помощью различных газогенераторов (твердотопливных, жидкостных, гибридных) и составов топливных газогенерирующих смесей (ГГС). Показаны преимущества твердотопливных ГГС для испарения жидких остатков топлива, сформулированы требования
к оптимальным газогенераторам и физико-химическим характеристикам эффективных
ГГС. Приведены примеры разработки системы газификации остатков ракетного топлива (кислород + керосин) в топливных баках на примере второй ступени РКН «Союз2.1.в».
98
DEVELOPMENT OF ON-BOARD SYSTEM OF UNUSED LIQUID PROPELLANT RESIDUES
REMOVING FROM PROPELLANT TANKS THAT IS BASED ON GASIFICATION TO INCREASE
BALLISTIC EFFECTIVENESS OF ROCKET
V.I. Trushlyakov, M.E. Belkova
Omsk State Technical University, Omsk, Russia
Contemporary space launch vehicles (SLV) equipped with main liquid rocket engine
(LRE) has several significant technological and project-constructional disadvantages due to
used principle of motion.
Technology of SLV use provides separation and detachment of spent stages that causes:
 necessity of considerable squares of falling areas on Earth for lower spent stages;
 space debris problem for upper spent stages because they are left on the payload orbits
after launch is finished and face danger to space vehicles that are in operation.
Project-constructional disadvantages are unused propellant residues inside propellant
tanks, fuel lines that induce:
 enlargement of falling areas for lower stages due to additional accidental exposure of
liquid residues inside tanks on dynamics of spent stage during its launch in atmosphere; that
contributes the increase of height of stage destruction;
 spills and chemical pollution of soils, explosions and fires in falling areas of stages;
 explosion of upper stages on orbits increases the amount of space debris extremely.
These basic lacks cause expensive ecological safety activities aimed to increase ecological
situation of space rocket activity. The cost of such measures continually increases in a fast
manner.
This work presents results of research and development of the system of extraction of unused liquid propellant residues from spent stages tanks. It is based on their evaporation inside
propellant tanks by means of hot gas (heat transfer) feed. To obtain hot gases it was proposed
to use various kinds of gas generators: solid, liquid and hybrid and several corresponding gasgenerating compositions (GGC). The advantages of solid GGC are shown and these mixtures
are suitable for gasification of liquid propellant residues. Requirements of optimal gas generators and physical and chemical effective GGC characteristics are formulated. There are examples of gasification system development to evaporate liquid residues, namely, liquid oxygen
and kerosene inside tanks. The example is based on data of second stage of «Soyuz-2.1.v»
SLV.
99
РАЗРАБОТКА ГАЗОРАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ И ПРЕРЫВАТЕЛЕЙ ПОТОКА
ГАЗА ДЛЯ ПРОМЫШЛЕННОЙ АППАРАТУРЫ С ПУЛЬСИРУЮЩИМ СЛОЕМ
ДИСПЕРСНОГО МАТЕРИАЛА
А.Н. Атясов1, М.С. Василишин2, Е.Н. Чечина1, В.М. Загородников1, А.В. Балахнина3
1
ОАО «Федеральный научно-производственный центр «Алтай», г. Бийск, Россия
2
ФГБУН Институт проблем химико-энергетических технологий СО РАН,
г. Бийск, Россия
3
Бийский технологический институт АлтГТУ им. И.И. Ползунова, г. Бийск, Россия
Значительная часть дисперсных материалов, перерабатываемых или выпускаемых
предприятиями химической и смежных отраслей промышленности, характеризуется
полифракционным составом, а также значительными силами адгезионно-когезионного
взаимодействия. Специфические свойства таких материалов не позволяют осуществлять их эффективную обработку (сушку, смешение и т.п.) в аппаратуре с псевдоожиженным слоем вследствие каналообразования, залегания части продукта на газораспределительной решетке. Избежать этих негативных явлений удаётся при использовании
техники пульсирующего слоя, т.е. такого состояния дисперсного материала, при котором он подвергается воздействию восходящего прерывистого газового потока с изменяющейся по определённому закону скоростью. При этом в большинстве случаев достигается гидродинамическая стабилизация псевдоожижения.
Для обеспечения надёжной работы технологическая аппаратура с пульсирующим
слоем должна проектироваться с учетом определённых требований, предъявляемых, в
частности, к газораспределительным устройствам и прерывателям газового потока
(клапан-пульсатор).
Нами проведен сравнительный анализ применяемых для этих целей газораспределительных устройств со щелевым и локальным подводом ожижающего агента, а также
выполненных в виде беспровальных перфорированных решеток. Приводятся сведения
по использованию отдельных конструкций применительно к конкретным технологическим процессам, а также о конструкциях, принципе действия и технических параметрах
промышленных клапанов-пульсаторов (в том числе разработанных авторами) и рекомендации по их применению.
DEVELOPMENT OF GAS-DISTRIBUTING DEVICES AND GAS FLOW VALVE-PULSATORS FOR
INDUSTRIAL EQUIPMENT WITH A PULSATORY FLUIDIZED BED OF DISPERSED MATERIAL
A.N. Atyasov1, M.S. Vasilishin2, E.N. Chechina1, V.M. Zagorodnikov1, A.V. Balakhnina3
1
JSC Federal Research & Production Center «ALTAI», Biysk, Russia
FGBUN Institute for Problem of Chemical Energetic Technologies, SO RAN, Biysk, Russia
3
Biysk Technological Institute, Polzunov's AltGTU, Biysk, Russia
2
Considerable part of dispersed materials processed or manufactured by chemical and related industries is characterized by multi-fractional composition and significant forces of adhesion-cohesion interaction. Specific features of such materials do not make it possible to be
100
processed effectively (drying, mixing etc) in fluidized bed equipment because of channel formation and the deposition of some part of product onto a gas-distributing grid. The use of pulsatory fluidized bed technique succeeds in avoiding these negative effects. It is such state of
dispersed material when it is subjected to the action of the upward discontinuous passage of a
gas at a speed changing under a definite law. At the same time in most cases the hydrodynamic stabilization of fluidization is achieved.
For safe operation process equipment with pulsating bed should be designed with regard
to definite requirements, in particular, for gas-distributing devices and gas flow valvepulsator.
We have performed comparative analysis of applied for these purposes gas-distributing
devices with slotted and local supply of a fluidizing agent and those ones made in the form of
perforated grids without downfall. The information about the use of separate constructions, as
applied to particular processes, and also about designs, operation principle and technical parameters of industrial valves-pulsators (including the ones developed by the authors), and recommendations on their application.
РАСЧЕТНЫЙ АНАЛИЗ ГИБРИДНЫХ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
С.С. Бондарчук1, А.Б. Ворожцов1, А.С. Жуков2, А.В. Литвинов3
1
ФГБУН Институт проблем химико-энергетических технологий СО РАН, г. Бийск,
Россия
2
Национальный исследовательский Томский государственный университет, г. Томск,
Россия
3
ОАО «Федеральный научно-производственный центр «Алтай», г. Бийск, Россия
Безопасность и стоимость вывода на заданную орбиту предопределяют направления
совершенствования двигательных установок ракетоносителей. Возможный компромисс
требований связывается с использованием в космических системах гибридных, в том
числе и твердотопливных (ГРДТТ), двигателей, работающих на жидких и газообразных
окислителях.
Существенные преимущества ГРДТТ:
относительно высокая экологическая чистота и химическая безопасность компонентов топлива и продуктов горения;
высокая надежность, взрывобезопасность и простота эксплуатации;
высокий коэффициент конструктивного совершенства двигателей, особенно легкого
и среднеразмерного классов;
простота регулировки уровня тяги; возможность многократного включения, что
важно для продолжительного функционирования;
сравнительно низкая стоимость и высокая стабильность компонентов горючего при
длительных сроках эксплуатации.
101
Для уменьшения влияния основных недостатков ГРДТТ (изменения тяги вследствие
выгорания топлива) исследованы схемные решения, касающиеся как профиля заряда,
так и контролируемой анизотропности его материального состава. Разработка методического и программного обеспечения анализа внутрибаллистических и энерготяговых
параметров для реализации схемных решений ГРДТТ повышенной эффективности
предусматривает создание следующих физико-математических и вычислительных моделей:
зависимости скорости горения ВЭМ от величины потока окислителя;
течения окислителя в камеру сгорания по подводящим магистралям;
вычислительной схемы расчета изменения массово-геометрических характеристик
заряда вследствие регрессии.
Представленный программно-методический комплекс обеспечивает разработку эффективных (максимальных по тяговым параметрам) конструктивных схем ГРДТТ с
учетом основной характерной особенности процесса горения – зависимости скорости
газификации твердого горючего, главным образом, от массовой плотности тока смеси
продуктов сгорания и окислителя, омывающих поверхность горения. В рамках методов
решения обратных задач данный подход может использоваться для выявления основных закономерностей внутрикамерных процессов в ГРДТТ, идентификации закона
скорости горения по получаемым экспериментальным данным.
Уравнения математической модели (расширенная система уравнений в форме Эйлера) записываются в интегральной форме, не зависящей от выбора системы координат,
для схемы тепломассообмена между окислителем и топливом, представленной на рисунке.
_________________________________________
Схема тепломассообмена между газовым
потоком и топливом при горении
_________________________________________
Линейная скорость горения топлива u br
для гибридных двигателей определяется
соотношением u br  aGox , где a,  – константы; Gox – локальная плотность потока
окислителя; массовая скорость горения топлива m f  Q u br (здесь Q – плотность топлива). Локально «потребляемая» для горения масса окислителя m ox определяется параметром
 îõ
– коэффициентом потребления окислителя – через соотношение
mox   ox m f .
В работе представлены результаты вычислений в виде распределений внутрибаллистических параметров по длине камеры двигателя, а также их развитие во времени.
102
Кроме того, с учетом изменения концентрации окислителя в процессе течения по
каналу заряда получен ряд аналитических решений, в частности, по оценке давления p
в камере сгорания в зависимости от поступающего в эту камеру (полного) расхода
окислителя Gox :
1   L   ox 
p
Gox
S  Ã (  ) ox
 1
 2   1
 ,
RT , Ã (  )  γ
   1
åñëè (1  ν )ψ  1,
S burn ox Q f a(Gox ) 
0,
ηL  
, 
,
1 (1  )
Gox
, åñëè (1  ν )ψ  1,
1  (1  ν )ψ
здесь η L – безразмерная (относительно поступающей в камеру) массовая скорость
окислителя на выходе из канала заряда; S  , S burn – площадь критического сечения сопла
и поверхность горения топлива.
Термодинамические характеристики смеси истекающих из сопла продуктов горения
(газовая постоянная R и изобарическая теплоемкость C p ) определяются аддитивно через концентрацию окислителя на выходе канала заряда: cox  (1   L ) ox (1   L   ox )
и индивидуальные значения параметров (помечены индексами «ox» и «f»):
R  cRox  (1  c) R f , C p  cC pîõ  (1  c)C p f .
Показатель
адиабаты
рассчитывается
в
соответствии
с
законом
Майера
  C p (C p  R) , а температура торможения T вычисляется из закона сохранения энер-
гии: Ñ pT  coxC pîõ Tox  (1  co x )C p f T f посредством тех же величин.
DESIGN ANALYSIS OF HYBRID SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINES
S.S. Bondarchuk1, 2, A.B. Vorozhtsov1, 2, A.S. Zhukov2, A.V. Litvinov3
1
FGBUN Institute for Problems of Chemical and Energetic Technologies SB RAS,
Biysk, Russia
2
National research Tomsk State University, Tomsk, Russia
3
JSC Federal Research & Production Center «ALTAI», Biysk, Russia
Safety requirements and the cost of placement into the required orbit determine the trends
of improvement of propulsion systems of boosters. A possible compromise is associated with
the use of hybrid engines including solid-propellant rocket engines (HSRM) which can also
use liquid and gaseous oxidizers.
The major advantages of hybrid solid-propellant rocket engines are as follows:
relatively high environmental and chemical safety of fuel components and combustion
products;
high reliability, explosion safety and ease of operation;
high figure of merit (engine design) especially for light and medium class;
103
relative simplicity of trust vector control regarding level and direction, the possibility of
multiple firing (important for long working periods);
relatively low cost of fuel compositions and high stability of fuel components for long operating time.
The designs concerning grain profile as well as controlled anisotropy of its material composition were studied in order to reduce basic disadvantages of hybrid solid-propellant rocket
engines (change of thrust due to fuel burnout). New physical, mathematical and computational models are to be created in the framework of development of new software and methodological support package for the purpose of analysis of intraballistic, energy and trust parameters for implementation of high-efficiency designs of hybrid solid-propellant rocket engines.
These models are as follows:
HEM burning rate dependence on oxidizer flow rate;
oxidizer flow into combustion chamber via supply lines of the engine;
computational scheme for calculation of change of mass and geometric characteristics of
the grain due to regression.
The proposed software and methodological support package makes it possible to develop
efficient (with maximum thrust parameters) designs of hybrid solid-propellant rocket engines
regarding the basic feature of combustion process – dependence of solid propellant gasification rate on mass density of the flow of mixture of combustion products and oxidizer flowing
past the burning surface. This approach can be used in the framework of methods of solving
inverse problems for identification of basic patterns of intrachamber processes of hybrid solid-propellant rocket engines as well as identification of burning rate law on the basis of experimental data obtained.
Equations of mathematical model (extended set of equations in Euler’s form) are written
in integral form independent of the choice of the coordinate system for the scheme of heat and
mass exchange between fuel and oxidizer shown on Figure.
__________________________________
The scheme of heat and mass exchange between the gas flow and the fuel in the process
of combustion
__________________________________
Linear burning rate of fuel u br for hybrid engines is determined using the following relation: u br  aGox , where a,  are constants; Gox is local oxidizer flow density; mass burning
rate of fuel m f  Q u br , where Q is fuel density. The mass of oxidizer m ox «consumed» lo-
104
cally for burning is determined by the parameter  îõ – consumption coefficient of oxidant using the following relation: mox   ox m f .
Calculation results in the form of distribution of intraballistic parameters along the length
of engine’s chamber as well as their temporal development are presented in this work.
Moreover, considering the change of oxidizer concentration in the process of flowing
along the charge channel a number of analytical solutions were obtained, including estimate
of pressure p in combustion chamber in relation to oxidizer flow rate (full) to this chamber
Gox :
1   L   ox 
p
Gox
S  Ã (  ) ox
 1
 2   1
 ,
RT , Ã (  )  γ
   1
åñëè (1  ν )ψ  1,
S burn ox Q f a(Gox )
0,
ηL  
, 
,
1 (1  )
Gox
, åñëè (1  ν )ψ  1,
1  (1  ν )ψ
where η L – dimensionless (in relation to supplied to the chamber) mass flow rate of oxidizer
at charge channel outlet; S  , S burn – nozzle throat area and fuel burning surface area.
Thermodynamic characteristics of mixture of combustion products flowing from the nozzle (gas constant R and isobaric heat capacity C P ) are determined additively using oxidizer
concentration at charge channel outlet cox  (1   L ) ox (1  L   ox ) and individual values
of parameters (marked with indices «ox» and «f»):
R  cRox  (1  c) R f , C p  cC pîõ  (1  c)C p f .
Adiabatic index is calculated in accordance with von Meyer’s law   C p (C p  R) , stagnation temperature T is determined from the law of conservation of energy
Ñ pT  cox C pîõ Tox  (1  co x )C p f T f using the same values.
БЕСКЛЕЕВОЕ СКРЕПЛЕНИЕ ЗАРЯДОВ СРТТ С КОРПУСОМ ДВИГАТЕЛЯ
В.П. Ковалев, Н.В. Половникова, А.М. Громов, А.Ю. Скуратов, П.И. Таронов
ОАО «Федеральный научно-производственный центр «Алтай», г. Бийск, Россия
Предложен способ бесклеевого cкрепления зарядов смесевого ракетного твердого
топлива (СРТТ) с корпусом двигателя с помощью профильного теплозащитного покрытия (ТЗП) (см. рисунок), снабженного сплошными выступами в виде полугантелей,
обращенных внутрь заряда и выполненных из материала, химически совместимого с
топливом. Благодаря профильным выступам обеспечивается его механическое скрепление с топливным зарядом.
105
2
1
_____________________________________
Схема бесклеевого скрепления заряда СРТТ с корпусом
двигателя: 1 – корпус ракетного двигателя; 2 – профильное ТЗП; 3 – СРТТ
_____________________________________
3
Разработанный нами способ изготовления профильного ТЗП заключается в следующем. Металлические профилированные вкладыши закладываются в пресс-форму, на
них накладывается невулканизованный материал ТЗП, который поддавливается и вулканизуется на прессе с обогреваемыми плитами. Затем вкладыши последовательно извлекаются. Для приклейки ТЗП к корпусу изготавливаются ответные профили из мягкой резины, позволяющие осуществлять поджатие ТЗП в процессе приклейки.
В лабораторных и производственных условиях была проверена принципиальная работоспособность предложенной схемы крепления. Для этого были разработаны прессформы и изготовлены образцы профильного ТЗП. Экспериментально проведена оптимизация размеров. Испытания показали, что отслоения наполнителя от ТЗП не происходит и при растяжении образец разрушается по топливу.
Таким образом, подтверждена работоспособность предложенного способа крепления и подана заявка на патент.
Выводы
1. Профильное ТЗП дает возможность унифицировать способы скрепления различных топлив с корпусом и, кроме того, исключить трудоемкую, пожароопасную и экологически вредную операцию нанесения клея на корпус, а также процессы диффузии
несвязанных компонентов состава в элементы корпуса и тем самым повысить эксплуатационную работоспособность изделия в течение назначенных гарантийных сроков
эксплуатации благодаря снижению возможности отслоения состава от корпуса.
2. Профильное ТЗП можно использовать не только в моноблочных зарядах, но и в
зарядах, в которых применяются комбинации топлив для придания различных функциональных свойств ракетным двигателям.

Заявка № 2013130496 МПК-F02К9/34 (РФ) на патент с приоритетом от 02.07.2013 г. / А.С. Жарков,
Н.Е. Дочилов, П.И. Таронов, А.М. Громов, А.А. Казаков, В.П. Ковалев.
106
GLUE-FREE BONDING OF SRM СHARGES WITH MOTOR CASE
V.P. Kovalev, N.V. Polovnikova, A.M. Gromov, A.Yu. Skuratov, P.I. Taronov
JSC Federal Research & Production Center «ALTAI», Biysk, Russia
We proposed the way of glue-free solid propellant motor charges (SRM) / case bonding
with the help of shaped thermal insulation (TI) (see Figure), fitted with uniform projections,
as half-dumbbells, turned into the charge and made of material chemically compatible with
propellant (see Figure). Due to the shaped projections it is safely bonded with propellant
charge.
1
2
__________________________________________
_
Diagram of glue-free SRM charge/case bonding:
1 – motor case; 2 – shaped insulation; 3 – solid propellant
___________________________________________________
3
Shaped insulation is made as follows. Metal shaped inserts are placed into a casting mold,
and uncured thermal insulation, put on them, is pressed step by step and cured on the press
with heated plates. Then the inserts are removed one by one. The same profiles from soft rubber are made to stick thermal insulation to the case, and allow pressing the insulation on sticking.
Principle performance of the proposed bonding diagram was tested under laboratory and
production conditions. Casting molds were developed and models of shaped TI were manufactured. Optimization of sizes was performed experimentally. Tests showed that there were
no debonds and the sample is blasted along the propellant.
Thus, the performance of the proposed bonding is approved and an application for a patent
is made.
Conclusions
1. Thus, the shaped thermal insulation makes it possible to unify the ways of bonding various propellants with case and, moreover, to avoid a labor-consuming, fire-hazard and ecologically harmful operation of applying glue to the case, and also the diffusion processes of unbonded ingredients into the case elements and, thereby, improve the article workability during
guaranteed service life due to reduction in the possibility of propellant/case debonds.
2. Shaped thermal insulation can be used not only in solid propellant grains but also in
charges where propellant combinations are used due to the necessity of having various functional features of propulsion.

RF Application No2013130496 MPK-F02K9/(34) for a patent with priority dd. 02.07.2013 / A.S. Zharkov,
N.E. Dochilov, P.I. Taronov, A.M. Gromov, A.A. Kazakov, V.P. Kovalev.
107
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ С РАЗГОРАЮЩИМСЯ СОПЛОВЫМ ТРАКТОМ
А.В. Литвинов, А.В. Курбатов, Г.Н. Нестеров
ОАО «Федеральный научно-производственный центр «Алтай», г. Бийск, Россия
При проектировании твердотопливных энергетических установок (ЭУ) необходимо
обеспечить постоянство диаметра критического сечения сопла. Так как здесь тепловой
поток в стенку достигает максимума, то для уменьшения термогазодинамического
уноса материала сопла (разгар сопла) используются, как правило, сопловые вкладыши
из меди, молибденовых сплавов, композиционных материалов типа «графитграфит» и
др., вследствие чего увеличиваются пассивная масса ЭУ и стоимость конструкции.
Однако даже самые термоэрозионно стойкие материалы в той или иной степени
подвергаются уносу в критическом сечении сопла. Это приводит к дегрессивности
зависимости давления от времени по сравнению с ожидаемой и уменьшению
суммарного импульса тяги.
Для обеспечения требуемой зависимости давления от времени в камере сгорания
ЭУ используется в том числе увеличение начальной и уменьшение конечной поверхностей горения за счет щелевых компенсаторов. Вместе с тем их наличие уменьшает массу рабочего вещества и снижает энергетические характеристики.
Мы предлагаем в конструкции соплового тракта ЭУ использовать медленногорящие
составы при исключении щелевых компенсаторов. Разгорающийся сопловой тракт в
данном случае улучшает характеристики ЭУ: уменьшается пассивная масса ЭУ и снижается уровень потерь единичного импульса. Следует отметить, что требуемые характеристики медленногорящих составов для каждой ЭУ должны определяться сугубо индивидуально. При расчете характеристик ЭУ с разгорающимся сопловым трактом важное значение имеют точная аппроксимация скорости горения [1] и учет эффекта эрозионного горения [2] в дозвуковом и сверхзвуковом потоках.
Список литературы
1. Литвинов А.В., Нестеров Г.Н., Аксененко Д.Д. Высокоэнергетические материалы:
Демилитаризация, антитерроризм и гражданское применение: Тезисы IV Международной конференции HEM's-2008 (35 сентября 2008 г., г. Белокуриха).  Бийск: ФГУП
«ФНПЦ «Алтай», 2008.  С. 76–77.
2. Литвинов А.В., Нестеров Г.Н., Аксененко Д.Д. Способ аппроксимации экспериментальных данных по скорости эрозионного горения // Сборник докладов VI Всероссийской конференции «Фундаментальные и прикладные проблемы современной механики».  Томск, 2008.  С. 145–146.
108
POWER PLANTS WITH BURNING NOZZLE
A.V. Litvinov, A.V. Kurbatov, G.N. Nesterov
JSC Federal Research & Production Center «ALTAI», Biysk, Russia
Constancy of the nozzle throat diameter is necessary when designing solid-propellant
power plants (PP). Due to the fact that thermal flux onto the wall reaches maximum, then to
decrease thermo-gas dynamic material loss of the nozzle (nozzle burning), as a rule, nozzle
inserts from copper, molybdenum alloys, composite materials «graphite-graphite» type and
etc. are used, so PP passive mass and construction cost is increased. Nevertheless, even the
most thermo-errosive resistant materials more or less have loss in nozzle throat. This resulted
to the digressivness of pressure dependance on time in comparison with the expected one and
to the decrease of total burn.
To provide the required dependence of pressure on time in PP combustion chamber, it is
also used the increase of initial and the decrease of end burning surfaces due to the slotted
compensators. At the same time, the compensators reduce the mass of working materials and
decrease the energy characteristics.
In construction of PP nozzle, we offer to use slow-burning compositions, excluding slotted
compensators. In this case, the burning nozzle improves the PP characteristics: PP passive
mass is reduced and the loss level of singular pulse is increased. It should be noted that the
required characteristics of slow-burning compositions for each PP should be defined strictly
individually. When calculating PP characteristics with burning nozzle, the accurate approximation of burning velocity [1] with erosive burning effect [2] in subsonic and supersonic
flows are very important.
References
1. Litvinov A.V., Nesterov G.N., Aksyonenko D.D. High Energy Materials: Demilitarization, antiterrorism and civil application: Book of Theses. IV International Workshop HEMs2008 (September, 3–5, 2008, Belokurikha). – Biysk: FSUE «FR&PC «ALTAI», 2008. 
P. 76 – 77.
2. Litvinov A.V., Nesterov G.N., Aksyonenko D.D. Approximation Method of Experimental Data on Erosive Burning Rate // Book of Theses. VI All-Russian Workshop/ «Fundamental and Applied Problems of Modern Mechanics». – Tomsk, 2008.  P. 145–146.
РАСЧЕТ МНОГОСВЯЗНЫХ ТЕЧЕНИЙ В ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ ЭНЕРГОУСТАНОВКАХ
С МНОГОЭЛЕМЕНТНЫМИ ИЗДЕЛИЯМИ
А.В. Литвинов, А.В. Курбатов, Д.Д. Аксененко, Д.И. Ваулин
ОАО «Федеральный научно-производственный центр «Алтай», г. Бийск Россия
109
Рассматривается сложная пространственная структура многосвязного течения в камере сгорания (КС) энергоустановок (ЭУ) с вкладными твердотопливными элементами
(ТЭ) всестороннего горения.
Особенность внутрикамерного течения в ЭУ – наличие зон раздела потоков продуктов сгорания (ПС) в каналах ТЭ. В зонах раздела часть ПС направлена непосредственно
к многосопловому блоку, а другая, истекая в переднюю область КС, перераспределяется в каналы, имеющие более низкий уровень гидравлического сопротивления. При горении ТЭ границы раздела потоков (ГРП) непрерывно перемещаются, в процессе чего
изменяется сама структура течения.
Разработанная методика расчета многосвязных течений применима к наиболее распространенным конструкциям ЭУ с многосопловым блоком.
Расчетная схема (см. рисунок) учитывает распределение газодинамических параметров в выделенных характерных сечениях ЭУ.
L Ld c кр
П Od O
Расчетная схема ЭУ при ГРП (*) во внутренних каналах. Характерные сечения:
П – переднее дно КС; Od, Ld – зоны стыка ТЭ с передней и предсопловой диафрагмами;
О – передний торец ТЭ; L – предсопловой торец ТЭ; с – предсопловой объем; кр – критическое сечение
Для определения месторасположения ГРП и учета динамики ее движения в процессе работы ЭУ в методике расчета используется физически обоснованная гипотеза о динамической совместимости газодинамических параметров многосвязных течений (равенстве скорости потока, давления, плотности и температуры ПС в КС) в критическом
сечении соплового блока и равенстве потерь полного давления p от ГРП до критического сечения [1].
Величину p рассчитывали с использованием аппарата газодинамических функций
[2] и гидравлических аналогий [3] с учётом распределенных потерь полного давления
на разгон ПС в каналах ТЭ и потерь полного давления в местных сопротивлениях (переднее дно, передняя и предсопловая диафрагмы, предсопловой объем) на характерных
участках, последовательно расположенных по течению ПС от ГРП до критического сечения.
При расчетах выявлено, что наибольшие потери полного давления происходят в
зоне стыка ТЭ с предсопловой диафрагмой из-за перекрытия свободных проходов тор110
цами ТЭ вследствие эффекта эжекции ТЭ из КС. С помощью компьютерного моделирования (графического редактора «Компас») с использованием метода конечных элементов определено влияние эжекционного эффекта и разработан алгоритм расчета
площадей свободных проходов для многосвязных течений в сечении Ld при наиболее
вероятном расположении ТЭ относительно предсопловой диафрагмы.
После определения месторасположения ГРП и расчета значений p в распределенных и местных сопротивлениях ЭУ газодинамические параметры многосвязных течений рассчитывались с использованием функций  , () , ( ), ( ) [2].
Выводы
1. Разработана методика расчета многосвязных течений в импульсных ЭУ с многоэлементными изделиями.
2. При помощи компьютерного моделирования определена наиболее газонапряженная область в зоне стыка ТЭ с предсопловой диафрагмой.
Список литературы
1. Теоретическое и экспериментальное исследование низкотемпературных газогенераторов / Под ред. академика А.М. Липанова. – Ижевск: ИПМ УрО РАН, 2008. –
264 с.
2. Иров Ю.Д., Кейль Э.В. и др. Газодинамические функции. – М.: Машиностроение,
1965. – 400 с.
3. Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям / Под ред. М.О.
Штейнберга. – 3-е изд., перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1992. – 672 с.
CALCULATION OF MULTILINKED FLOWS IN SOLID-PROPELLANT POWER PLANTS
WITH MULTIELEMENT PRODUCTS
A.V. Litvinov, A.V. Kurbatov, D.D. Aksyonenko, D.I. Vaulin
JSC Federal Research & Production Center «ALTAI», Biysk, Russia
Complex spatial pattern of multilinked flow in combustion chamber (CC) of power plants
(PP) with the inserted solid propellant elements (SPE) of overall burning is studied.
Special feature of intra-chamber flow in SPE is the division zones of combustion products
(CP) flows in SPE channels. One part of CP in the division zones is directed at multi-nozzle
block, the other one, flowing to the front area of CC, is relocated into the channels, having
lower level of hydraulic resistance. When SPE burning, the flow division boundaries (FDB)
move uninterruptedly and as a result, the flow structure is changed.
The developed computational procedure can be used for the most popular PP constructions with multi-nozzle block.
Analytical model (Figure) takes into account the distribution of gas-dynamic parameters in
the selected PP sections.
111
П
Od O
L Ld c
cr
Analytical model of PP when FDB (symbol *) inside the internal channels. Characteristic sections:
П – CC front bottom; Od – SPE joint zone with front diaphragm; О – SPE front end; L –pre-nozzle end of SPE;
Ld – SPE joint zone with pre-nozzle diaphragm; с – pre-nozzle capacity; cr – critical section
To define the location of FDB and to take into account the dynamics of its movement
when PP operating, physically based hypothesis about dynamic compatibility of gas-dynamic
parameters of multilinked flows (equation of flow rate, pressure, dencity and CP temperature
in CC) is used in computational procedure in critical section of nozzle block and in equation
of total pressure loss from FDB to critical section [1].
Calculation of loss of total pressure is made with the usage of gas-dynamic functions instrument [2] and hydraulic analogies [3]. Distributed loss of total pressure for CP acceleration
in SPE channels and total pressure loss in form loss (front bottom, front and pre-nozzle diaphragms, pre-nozzle capacity) on the characteristic areas, situated in sequence along the flow
of CP from FDB to critical section, are taken into account.
It was stated that heavy loss of total pressure happens in SPE joint zone with pre-nozzle
diaphragm due to the ejection of SPE from CC. By means of computer simulation («Kompas»
graphics editor) with the usage of finite element method, the influence of ejection effect is
defined and the calculation algorithm of free pass areas for multilinked flows in Ld section in
case of SPE placement relative to pre-nozzle diaphragm is developed.
After SPE position location and calculation of total pressure loss in distributed and form
loss of PP, further calculation of gas-dynamic parameters of multilinked flows is performed
with the usage of gas-dynamic functions  ,   ,   ,   .
Conclusions
1. Computational procedure for multilinked flows in pulse PP with multielement products
is developed.
2. With the help of computer simulation, gas-stressed area in SPE joint zone with prenozzle diaphragm is determined.
References
1. Theoretical and Experimental Investigation of Low-Temperature Das-Generators. Ed.
A.M. Lipanova. – Izhevsk: IPM UrO RAS, 2008. – P. 264.
112
2. Irov Yu.D., Keyl E.V. et al. Gas-Dynamic Functions. – M.: Engineering Industry,
1965.– P. 400.
3. Idelchik I.Ye. Reference Book for Hydraulic Resistances. Ed. M.O. Shtaiberg. – 3d edition. – M.: Engineering Industry, 1992. – P. 672.
ГИБРИДНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ КАК АЛЬТЕРНАТИВА ЖИДКОСТНЫМ
И ТВЕРДОТОПЛИВНЫМ. ЗАДАЧИ И НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ
Р.В. Рафиков1, В.В. Сидоров1, А.В. Кубасов1, М.В. Шатный1, Д.М. Борисов2,
П.А. Семёнов2, П.А. Куранов2, В.И. Звегинцев3
1
ОАО «Федеральный научно-производственный центр «Алтай», г. Бийск, Россия
2
ГНЦ «ФГУП «Исследовательский центр им. М.В. Келдыша», г. Москва, Россия
3
ИТиПМ СО РАН, г. Новосибирск, Россия
На сегодняшний день жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и твердотопливные
ракетные двигатели (РДТТ) в качестве силовых установок маршевых ступеней и ракетносителей (РН) космических аппаратов, по существу, выработали свой модернизационный ресурс.
Что же касается гибридных ракетных двигателей (ГРД), как и сверх- и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД, ГПВРД) на твердых горючих (ТГ) и газообразных окислителях, то их энергетический и конструкторский потенциалы практически не задействованы.
С середины 90-х годов XX века в ряде промышленно развитых стран (США, Израиль, Франция, Китай, Япония и др.) возобновлены проектно-исследовательские работы
по ГРД и ГПВРД на ТГ. Этому способствовали в том числе возможности использования в их конструкциях технологий и материалов, созданных при разработках РДТТ, а
также методов и вычислительных программ для численных исследований и проектных
расчётов внутрикамерных процессов и выходных параметров РДТТ и ЖРД.
Занимая промежуточное положение, ГРД сочетают преимущества и недостатки
ЖРД и РДТТ. Если минимизировать последние, то с помощью ГРД станет возможным
эффективно решать многие практические задачи ракетно-космической техники.
Следует также иметь ввиду, что результаты изучения внутрикамерных процессов в
ГРД могут оказаться полезными для ГПВРД на ТГ.
Для обоих типов двигателей необходимо:
– разработать рецептуры ТГ и технологии изготовления зарядов из них, обеспечивающих при сгорании в камере в среде обдувающего дозвукового потока газообразного
окислителя (О2, Н2О2 и т.п. для ГРД) или транс- и сверхзвукового потоков сжатого горячего воздуха (для ГПВРД) требуемые внутрибаллистические и выходные характеристики;
113
– обеспечить параметры зажигания (многократного гашения – зажигания) заряда,
устойчивость процесса горения в течение всего времени работы двигателя, высокую
полноту сгорания ТГ;
– исследовать закон скорости горения (СГ) ТГ в зависимости от давления, плотности тока и температуры обдувающего газа в широком диапазоне их изменения;
– усовершенствовать методы расчета внутрикамерных (давление, скорость потока и
температура продуктов сгорания) и выходных параметров (секундный массовый расход, тяга двигателя);
– обеспечить термоэрозионную стойкость материалов корпуса и соплового блока в
процессе работы двигателя.
В докладе представлены результаты термодинамических расчетов смесей кислорода
и различных твердых полимерных горючих (ТПГ) на основе полиуретанового каучука
марки СУРЭЛ, пластифицированного ТАЦ с вулканизующим агентом ТОН-2, с добавками и без добавок порошка алюминия марки АСД или сверхтонкого порошка (СТП)
алюминия; парафина марки П-2 с добавками сажи в широком диапазоне изменения
определяющих факторов.
Дано описание экспериментальной лабораторной установки – модели ГРД, методики проведения испытаний и результатов определения СГ лабораторных образцов зарядов из различных ТПГ в потоке кислорода. Полученный уровень СГ и ее зависимость
вида u  a (V ) b0 от плотности тока кислорода для ТПГ на основе каучука соответствуют известным данным.
Приведены результаты расчетов внутрикамерных и выходных параметров крупногабаритных зарядов из ТПГ с различными по форме поперечного сечения каналами при
постоянном секундном массовом расходе кислорода.
Показано, что для выполнения ТТХ опытного образца-демонстратора ГРД по времени работы, величинам тяги и единичного импульса необходимо увеличить СГ заряда
ТПГ более чем в три раза. Но при этом существенно возрастает уровень давления в камере.
Приведены результаты огневых стендовых испытаний крупногабаритного
(dкр=60 мм) демонстрационного образца ГРД с двукратным циклом гашения – зажигания заряда с замерами давления, тяги и секундного расхода окислителя. Подтверждено
надежное повторное зажигание заряда. Расчетные оценки и полученные данные показали, что для обеспечения термохимической стойкости материалов внутренней облицовки сопла необходимо использовать завесное охлаждение.
114
HYBRID ROCKET ENGINES AS AN ALTERNATIVE TO LIQUID AND SOLID PROPELLANTS.
PROBLEMS AND SOME RESEARCH RESULTS
R.V. Rafikov1, V.V. Sidorov1, A.V. Kubasov1, M.V. Shatniy1,D.M. Borisov2,
P.A. Semenov2, P.A. Kuranov2,V.I. Zvegintsev3
1
JSC Federal Research & Production Center «ALTAI», Biysk, Russia
2
SSC «FSUE «Keldysh Research Center», Moscow, Russia
3
IT&AM SB RAS, Novosibirsk, Russia
Today liquid-propellant rocket engines (LPRE) and solid-propellant rocket engines
(SPRE) as propulsion of propulsion stages of Intercontinental ballistic missiles (ICBM) and
launch vehicles (LV) spacecraft, in essence, have exhausted their upgrading resource.
As for hybrid rocket engines (HRE), as super – and hypersonic ramjet engines (RAMJET,
scramjet) on solid propellants (SP) and gaseous oxidants, their energy and design potentials
are not used.
Since the mid of 90-ies of XX century in a number of industrialized countries (USA, Israel, France, China, Japan, and others) research and developmental works on HRE and scramjets on SP were renewed. This was facilitated by including the possibility of using in their designs the technologies and materials, created when developing large-sized SPRE for propulsion stages of ICBM, as well as the methods and computer programs for numerical studies,
and design studies of the inside-chamber processes as well as output parameters of SPRE and
LPRE.
Occupying an intermediate position, HRE combine the advantages and disadvantages of
LPRE and SPRE. If minimize the latter, then by using HRE, it will be possible to solve effectively many practical problems of space-rocket hardware.
Moreover, study results of the inside-chamber processes in HRE can be useful for scramjet at SP.
It is necessary for both types of engines:
– to develop SP formulations and charges production technologies from them, providing
under combustion in the chamber in the medium of blowing subsonic flow of gaseous oxidant
(О2, Н2О2 etc. for HRE) or trance – and supersonic flows of the compressed hot air (for
scramjet), the required interballistic and output characteristics;
– to ensure the ignition parameters (multiple extinguishing – ignition) of the charge, the
stability of combustion process during all operating time of the engine, and high completeness
of SP combustion;
– to study burning velocity (BV) law of SP, depending on pressure, current density and
temperature of blowing gas in wide range of their changes;
– to improve calculating methods of interchamber (pressure, flow rate and temperature of
combustion products) and output parameters (second mass flow, engine thrust);
– to provide thermo-erosive stability of case materials and nozzle block during engine operation.
The report presents the results of thermodynamic calculations of mixtures of oxygen and
various solid combustible polymers (SCP) on the basis of SUREL polyurethane rubber, plasticized by TAC with vulcanizing agent TONE 2, with additives and without additives of ASD
115
aluminium powder or ultrafine aluminum powder (UFP); P-2 paraffin with soot additives in a
wide range of changes of the determined factors.
The description of experimental laboratory setup – HRE model is given, as well as the
methods of testing and results of BV determination of the charges laboratory samples from
various SPC in oxygen flow. The received BV level and its dependence u  a ( p  ) b0 on oxygen current density for SPC-based rubber correspond to the known data.
The results of calculations of interchamber and output parameters of large-sized charges
from SPC with different cross-sectional shape channels at a constant second mass flow of oxygen are presented.
It is necessary to increase the BV of SPC charge more than three times to perform TTCH
of SPC pilot model according to operating time, thrust values and unit impulse. But this significantly increases the level of pressure in the chamber.
The results of fire bench tests of large-sized (dcr = 60 mm) SPC model with the twofold
cycle of extinguishing – ignition of the charge with pressure measurements, as well as thrust
and second flow of oxidant. Infallible re-ignition of the charge is confirmed. The estimates
and the data obtained showed that to provide thermochemical resistance of interior nozzle lining materials closed cooling must be used.
АНАЛИЗ ВОЗМОЖНОСТИ ИЗМЕНЕНИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК
ЗАРЯДОВ РДТТ В ПРОЦЕССЕ ИХ ДЛИТЕЛЬНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
С.Н. Вагичев, Г.П. Коваленко, А.В. Литвинов, А.В. Яскин
ОАО «Федеральный научно-производственный центр «Алтай», г. Бийск, Россия
В 1983 г. принята на вооружение первая твёрдотопливная отечественная межконтинентальная баллистическая ракета РСМ-52 для подводных лодок (БРПЛ) и атомных
подводных ракетоносцев «Тайфун», безотказно прослужившая ~ 20 лет. При этом первоначально установленные гарантийные сроки по зарядам твердого топлива были превышены почти вдвое.
Прошли годы штатной эксплуатации БРПЛ РСМ-52, и наступила необходимость их
ликвидации, а, следовательно, и зарядов твердого топлива. В процессе этих работ появилась редкая возможность оценить и осмыслить состояние зарядов, представляющих
собой конструкцию из полимерной композиции, длительное время находившейся под
воздействием различных нагрузок.
В течение 20002012 гг. на производственной базе ФНПЦ «Алтай» проводились работы по утилизации маршевых РДТТ БРПЛ РСМ-52 на открытом стенде методом статического сжигания (СтС) без сопла. Всего за этот период уничтожено 225 маршевых
двигателей.
Возможное изменение баллистических характеристик (скорости горения топлива)
ликвидированных маршевых РДТТ оценивали на основании статистического анализа
опытных внутрибаллистических параметров, определенных в процессе СтС зарядов
116
РДТТ I, II, III ступеней при измерении внутрикамерного давления датчиками, устанавливаемыми на передней крышке каждого сжигаемого двигателя.
Поскольку при статическом сжигании РДТТ без сопла режим истечения является
сверхкритическим практически на протяжении всего времени работы, то для стационарного режима справедливо уравнение неразрывности (баланса масс). Тогда давление
в камере сгорания можно выразить соотношением: p 
S
u, где  – плотность топAFêð
лива; S – поверхность горения заряда; Fкр – площадь критического сечения; А – расходный комплекс; u – скорость горения.
В начале работы ракетного двигателя его параметры, характеризующиеся применённым топливом (, А) и геометрией поверхности заряда (S, Fкр), изменяются от заряда к заряду в пределах технологических и чертежных допусков, а уровень давления
определяется фактической величиной u.
Значение Fкр для условий сжигания без сопла достаточно неопределённо, так как
критическое сечение после запуска некоторое время может располагаться в канале
заряда. Импульс давления за первую секунду работы (Jp01) конкретного двигателя
при сжигании также определяется уровнем скорости горения заряда и в меньшей мере зависит от влияния различных случайных факторов, чем уровень давления. Из
этого следует, что наличие корреляционной связи Jp01 с формулярной скоростью горения заряда uф, определённой на образцах в процессе его изготовления и приведенной
к температурным условиям опыта, может косвенно свидетельствовать о сохранности
баллистических характеристик зарядов после их длительной эксплуатации.
Зависимости Jp01(uф) и их аппроксимация для зарядов РДТТ I, II, III ступеней ракеты РСМ-52 представлены на рисунках а–в. При этом значения коэффициентов корреляции R составляют: 0,672; 0,699 и 0,640 для РДТТ I, II и III ступеней соответственно.
Импульс давления, кгсc/см2
11,8
11,6
11,44
11,2
11,0
10,8
10,6
10,4
Опыт
Аппроксимация
10,2
10,0
9,8
9,2
9,3
9,6
9,4
9,7
9,5
Скорость горения, мм/c
а
117
9,8
9,9
10,0
Импульс давления, кгсc/см2
8,5
Опыт
8,0
Аппроксимация
7,5
7,0
6,5
9,0
9,1
9,2
9,3
9,4
Скорость горения, мм/c
9,6
9,5
б
Импульс давления, кгсc/см2
1,90
1,85
Опыт
1,80
Аппроксимация
1,75
1,70
1,65
1,60
1,55
8,0
8,1
8,2
8,3
8,4
8,5
Скорость горения, мм/c
8,6
8,7
8,8
в
Зависимость импульса давления от скорости горения
для двигателя I (а), II (б) и III (в) ступеней
Согласно шкале Чеддока, данный уровень коэффициентов корреляции свидетельствует о заметной параметрической зависимости Jp01=f(uф). Если учесть, что для анализа использовались результаты сжиганий зарядов, прошедших эксплуатацию в составе РДТТ в течение 1824 лет, то можно констатировать практически неизменный уровень баллистических характеристик рассмотренных типов СРТТ в процессе их длительной эксплуатации в составе РДТТ.
Список литературы
1. Жарков А.С., Марьяш В.И., Вагичев С.Н. и др. Безопасность работ при ликвидации методом статического сжигания // Высокоэнергетические материалы: Демилитаризация, антитерроризм и гражданское применение: Тезисы докладов Международной
конференции «HEMs-2004» (69 сентября 2004 г., г. Белокуриха). – Бийск: ФГУП
«ФНПЦ «Алтай», 2004. – С. 81–82.
2. Яскин А.В., Жарков А.С., Вагичев С.Н. и др. Методический подход к системе
взрывобезопасности при ликвидации РДТТ открытым сжиганием на стенде ФНПЦ
«Алтай» // Высокоэнергетические материалы: Демилитаризация, антитерроризм и
гражданское применение: Тезисы докладов II Международной конференции «HEMs2006» (1114 сентября 2006 г., г. Белокуриха). – М.: ЦНИИХМ, 2006. – С. 34–35.
118
ANALYSIS OF THE POSSIBILITY TO CHANGE THE BALLISTIC CHARACTERISTICS OF SPRE
CHARGES DURING LONG-TERM USAGE
S.N. Vegichev, G.P. Kovalenko, A.V. Litvinov, A.V. Yaskin
JSC Federal Research & Production Center «ALTAI», Biysk, Russia
In 1983, the first solid-propellant intercontinental ballistic missile RSM-52 was adopted
for submarines (BMS), and nuclear submarines «Typhoon», which served perfectly for ~ 20
years. In this case, initially the specified warranty periods for solid-propellant charges were
exceeded almost twice.
After years of normal operation of BMS RSM-52, there came a need to utilize them as
well as the solid-propellant charges. In this case, we had a rare opportunity to estimate and
comprehend the state of charges, which were polymer compound construction, having different loadings for a long time.
During 2000–2012, at FR&PC «ALTAI» production plant the sustainer SPRE BMS RSM52 were utilized on the open bench by static burning (SB) without nozzle. 225 sustainer engines were utilized for this period.
Possible change in ballistic characteristics (propellant burning rate) of utilized sustainer
SPRE was estimated on the basis of statistical analysis of pilot interballistic parameters, determined during SB of SPRE charges of I, II, III stages, measuring interchamber pressure by
the gauges, mounted on the front cover of each combustion engine.
Due to the fact that the outflow mode is supercritical almost throughout the entire period
of operation when static burning of SPRE without nozzle, then the continuity equation is fairly for the stationary mode (mass balance). Then the pressure in the combustion chamber can
be expressed by the equation: p 
S
u, where  – is the propellant density; S is the surAFêð
face of combustion charge; Fcr is the area of the critical section; A is the consumed complex; u
is the burning rate.
At the beginning of operation the parameters of rocket engine, characterized by the used
propellant (, А) and the surface geometry of the charge (S, Fcr), varies from charge to charge
within technological and drawing tolerances, and the pressure level is determined by the actual u-value.
Fcr value combustion conditions without nozzle is quite uncertain, because the critical section after launching may be for some time in the channel charge. When burning, the pressure
pulse in the first operating second (Jp01) of the certain engine is also determined by the
charge burning rate and, depends less on the influence of various random factors than the
pressure level. From this it follows that the correlation Jp01 with charge burning rate uf if determined on the samples during manufacturing and corrected to the temperature conditions,
may indirectly indicate about the saving of charges ballistic characteristics after their longterm operation.
119
Relations Jp01(uf) and their approximation for SPRE of I, II, III RSM-52 rocket stages
RSM-52 are given in Figure a–c. The values of correlation coefficients R are: 0.672; 0.699
and 0.640 for SPRE of I, II and III stages, respectively
Pressure pulse, kgfs/сm2
11,8
11,6
11,44
Experiment
Аppraximation
11,2
11,0
10,8
10,6
10,4
10,2
10,0
9,8
9,2
9,3
9,6
9,7
9,5
Burning rate, mm/s
9,4
9,8
9,9
10,0
а
Pressure pulse, kgfs/сm2
8,5
Experiment
8,0
Аppraximation
7,5
7,0
6,5
9,0
9,1
9,2
9,3
Burning rate, mm/s
9,4
9,5
9,6
b
Pressure pulse, kgfs/сm2
1,90
1,85
Experiment
1,80
Аppraximation
1,75
1,70
1,65
1,60
1,55
8,0
8,1
8,2
8,3
8,4
8,5
Burning rate, mm/s
8,6
8,7
8,8
c
Dependence of pressure pulse on burning rate for engine of I (а), II (b) and III (c) stages
120
According to the Cheddok scale, this level of coefficients correlation shows a marked parametric dependence Jp01(uf). Considering that to analyse the results of burning the charges
were used, running in SPRE for 18–24 years, then we can say about practically the same level
of ballistic characteristics of the considered types of CPSP during their long term of operation
in SPRE.
References
1. Zharkov A.S., Maryash V.I., Vagichev S.N. et al. Safety of Works When Utilizing by
Static Burning // High-Energy Materials: Demilitarization, Antiterrorism and Civil Application: Abstracts of International Conference «HEMs-2004» (September, 6–9, 2004, Belokurikha). – Biysk: FSUE «FR & PC «ALTAI», 2004. – P. 81–82.
2. Yaskin A.V., Zharkov A.S., Vagichev S.N. et al. Methodical Approach to the System
safety of Explosion-Proofness When SPRE Opening Burning on FR&PC «ALTAI» Bench //
High-Energy Materials: Demilitarization, Antiterrorism and Civil Application: Abstracts of
International Conference II «HEMs-2004» (September, 11–14, 2006, Belokurikha). – M.:
TSNIIHM, 2006. – P. 34–35.
ТЕРМОМЕХАНИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ СТЕКЛОПЛАСТИКОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
Е.В. Атясова1, А.Н. Блазнов2
1
ОАО «Федеральный научно-производственный центр «Алтай», г. Бийск, Россия
2
ФГБУН Институт проблем химико-энергетических технологий СО РАН,
г. Бийск, Россия
Для полимерных композиционных материалов (ПКМ), состоящих из высокопрочного армирующего материала (стеклянных или других волокон) и полимерной матрицы
(связующего), характерен переход матрицы из стеклообразного в эластическое состояние при нагревании. Он сопровождается резким и значительным снижением механических свойств полимерной матрицы и, следовательно, ПКМ. В связи с этим термомеханические характеристики  важные параметры для определения температурного диапазона эксплуатации ПКМ и изделий из них.
Для изучения физических состояний полимеров и границ их существования используют разные методы. Наиболее распространен для пластмасс метод измерений теплостойкости по Мартенсу, для ПКМ  метод термомеханических испытаний с помощью
крутильных колебаний и трехточечного изгиба.
Для испытаний армированных пластиков метод измерения теплостойкости по Мартенсу не применим по следующим причинам: не позволяет изготовить образцы из изделий круглого сечения диаметром 5,5 мм или пластин тоньше 4 мм; деформация 6 мм
для армированного образца при напряжении 5 МПа (требование ГОСТ) будет достигнута при более высокой температуре за счет жесткости композита. Это вносит дополнительные погрешности в результат измерения теплостойкости композитов.
121
Метод определения термомеханических свойств ПКМ при нагреве образца, нагруженного по схеме трехточечного поперечного изгиба,  наиболее простой, но, как и
большинство методов, основанных на математической обработке термомеханической
кривой, не позволяет однозначно идентифицировать температуру перехода, поскольку
переходная область не имеет выраженных перегибов и занимает ширину около 30 °C, и
точность результатов зависит как от человеческого фактора, так и от подобранной аппроксимирующей зависимости.
Способ определения термомеханических свойств ПКМ по измерению параметров
свободно затухающих колебаний крутильного маятника обладает рядом недостатков: в
результате определяют не первичные физические величины (например силу), а их производные, что усложняет автоматизацию испытаний; нахождение модуля сдвига  трудоемкий процесс: для получения одной точки исследователь должен выполнить цикл
измерений; экспериментальные точки являются дискретными, и термомеханическая
кривая будет получена не прямым экспериментом, а с помощью аппроксимаций; метод
требует дорогостоящего оборудования, длителен и малоприменим для оперативного
контроля свойств изделий в заводских лабораториях.
Учитывая недостатки перечисленных выше методов испытаний, в настоящей работе
предложен новый метод определения теплостойкости изделий из композиционных материалов на основе продольного изгиба. Для этого образец устанавливают в опоры и
создают заданный прогиб/напряжение с помощью продольного изгиба. После этого
включают нагрев, в процессе которого с высокой частотой опроса регистрируют значение силы по показаниям силоизмерительного датчика и температуры по показаниям
термометра сопротивления. Испытания проводят в режиме релаксации нагрузки при
постоянном прогибе. Получают термомеханическую кривую, при обработке которой
известными способами определяют температуру начала перехода Тн.п, температуру
стеклования Тст, температуру α-перехода Тα. Теплостойкость материала находят как
температуру разрушения образца, нагруженного продольным изгибом. Метод прост и
надежен для применения в заводских лабораториях, в научных исследованиях для
установления теплостойкости изделий, работающих в напряженном состоянии под воздействием температуры.
THERMOMECHANICAL TESTS OF FIBERGLASS PLASTIC ELEMENTS
Ye.V. Atyasova1, A.N. Blaznov2
1
JSC Federal Research & Production Center «ALTAI», Biysk, Russia
2
FGBUN Institute for Problems of Chemical Energetic Technologies SB RAS, Biysk, Russia
Transition of matrix from glass-like to elastic state on heating is characteristic of polymeric composite materials (PCM) consisting of high-strength reinforcing material (glass or other
fibers) and polymer matrix (binder). It is accompanied with a sudden and significant reduction
in mechanical properties of polymeric matrix and, consequently, PCM. In connection with
this, thermo-mechanical characteristics are important parameters to determine the temperature
range of PCM application and articles thereof.
122
Different methods are used to investigate physical states of polymers and boundaries of
their existence. The most common method of measuring plastics thermal stability is Martens
method, and the method of thermo-mechanical tests with the help of torsional oscillation and
three-point bending is used for PCM.
The Martens method for testing reinforced plastics is not applied due to the following reasons: it does not allow making samples with a round cross-section 5.5 mm in diameter or
plates less that 4 mm in thickness. Strain of 6mm for a reinforced sample at stress of 5 MPa
(GOST requirement) will be achieved at a higher temperature due to composite hardness. It
results in additional errors in the measurement of composites thermal stability.
The method of determining thermo-mechanical properties of PCM on heating a sample
loaded under the scheme of three-point transverse bending is the simplest one, but, as most of
methods based on the mathematical processing of a thermo-mechanical curve, it does not allow identifying the transition temperature clearly as the transition field has no distinct bending and is about 30 °C in width. The accuracy of results depends on both man's factor and selected approximating dependence.
The method of determining PCM properties to determine parameters of free-damped oscillation of the torsion pendulum has a number of disadvantages: namely derivatives but not the
initial physical values (for example, force) are found at first. This complicates process control
of testing. It is a labor-consuming process to find the modulus of shear: a researcher should
perform a cycle of measurements to determine a single point. Experimental points are discrete
and the thermo-mechanical curve cannot be found in a direct experiment, but only with the
help of approximations. This method requires expensive equipment, time-consuming and not
suitable for prompt testing of article features in factory labs.
Taking into account disadvantages of the above-stated methods of testing, a new method
of determining the thermal stability of articles of composite materials based on buckling has
been proposed. A sample is placed onto supports and creates preset bending deflection stress
with the help of buckling. Then heating starts and the value of force is recorded with a high
inquiry frequency based on readings of force gage and resistive temperature gage. Tests are
performed in the mode of load relaxation at constant deflection. The thermo-mechanical curve
is obtained, while processing it with the help of known ways, the temperature of transition
start Тts, the glass temperature Тg, and the temperature of α-transition Тα are determined. The
thermal stability of material is found as a destruction temperature of sample loaded by buckling. The method is simple and safe for application in factory labs, in research work to define
the thermal stability of articles operating in stressed state under the influence of temperature.
123