Рассмотрен двигатель на твердом топливе, предназначенный для управления полетом летательных аппаратов. Во многих случаях он имеет преимущества по сравнению с аналогичными системами на сжатых газах или ЖРД. Описаны особенности работы данного двигателя, принципиальная схема и выбор топлива. Приведены конструкторские решения по отдельным наиболее сложным узлам: клапану-регулятору давления, клапану-газораспределителю. Изложены основные проблемные вопросы, возникающие при проектировании и экспериментальной отработке; показаны возможные пути их решения.

Рассмотрен вариант конструкции микроимпульсного ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) на основе использования в качестве заряда серийного артиллерийского пироксилинового пороха. Предложена методика расчета внутрибаллистических характеристик (ВБХ) микроимпульсных РДТТ с учетом тепловых потерь. При этом задачу внутренней баллистики предлагается решать совместно с задачей теплообмена продуктов сгорания со стенками камеры двигателя, а коэффициент теплоотдачи определять с использованием пакета Ansys CFX, который позволяет определять коэффициент теплоотдачи на стенке без моделирования нагрева самой стенки. Проведены расчеты ВБХ опытного микроимпульсного РДТТ, результаты которых сопоставлены с результатами эксперимента.

Рассмотрена принципиальная схема и описан принцип работы твердотопливной двигательной установки системы управления ориентации и стабилизации дискретного действия. Периодическая подача рабочего тела осуществляется путем срабатывания по очереди достаточного количества газогенераторов в баллон-ресивер, из которого газ истекает через сопла клапанов-газораспределителей, создавая тягу. На конкретном примере показано, что такая твердотопливная двигательная установка в определенных случаях может иметь преимущество перед широко распространенной в настоящее время газореактивной двигательной установкой на сжатом холодном газе.

Приведены результаты численного расчета внутрибаллистических характеристик РДТТ увода обтекателя ракеты для трех моментов работы двигателя в различных сечениях. Результаты расчета были получены с помощью программного пакета ANSYS (CFX). Результаты численного решения поставленной задачи могут использоваться в тепловых расчетах РДТТ. Предложенный подход к решению задачи может быть использован при расчете РДТТ различного назначения.

В настоящее время в обширной технической литературе по теории РДТТ широко освещены различные методы расчета внутрибаллистических характеристик от самого простого в виде общеизвестного уравнения Бори, основанного на предположении равенства прихода и расхода продуктов сгорания твердого топлива, до сложных систем дифференциальных уравнений, учитывающих переменность по времени большого числа параметров, в том числе и температуры газа. Задача внутренней баллистики РДТТ состоит в определении основных характеристик двигателя (давление в камере, секундный массовый расход, тяга и др.) в зависимости от времени его работы. Теория внутренней баллистики РДТТ достаточно хорошо описана в литературе и на основе нее выведено множество инженерных методик расчета характеристик РДТТ. В то же время в литературе совершенно отсутствуют материалы, иллюстрирующие сходимость расчетных данных, полученных по различным методикам, с экспериментом, и рекомендации по их применению в практике проектирования РДТТ. Представлены расчеты внутрибаллистических характеристик (ВБХ), проведенные по различным методикам для существующих малогабаритных РДТТ и ПАД, значительно отличающихся по конструкции и характеристикам. Показано сравнение расчетных и экспериментальных данных и на основе этого сравнительного анализа даны рекомендации по области применимости существующих методик расчетов и необходимости их уточнения. Анализ результатов показал, что в некоторых случаях как, например, расчет ВБХ стартовых ПАД, применение уравнения Бори недопустимо. Определено, что на отличие расчетного давления в камере РДТТ от экспериментального наибольшее влияние оказывают три параметра: степень прогрессивности, отношение объема камеры к начальному объему заряда и время работы. Для оптимального выбора подходящей методики расчета ВБХ приведены значения соответствующего критерия.

Освещен аспект, касающийся импульсных твердотопливных ракетных двигателей, предназначенных для управления полетом аэродинамических и космических объектов. Управление полетом аэродинамических и космических объектов может осуществляться с помощью твердотопливных ракетных двигателей, обладающих специальными устройствами, позволяющими изменять направление вектора тяги (поворотные сопла, газовые рули и др.). Однако эти устройства не всегда позволяют обеспечить необходимую динамику изменения вектора тяги. Поэтому процесс управления полетом может происходить за счет применения набора малогабаритных импульсных твердотопливных ракетных двигателей, срабатывающих в нужный момент времени и в требуемом направлении. Рассмотрена конструкция импульсных твердотопливных ракетных двигателей с металлическими корпусами, а также конструкция, которая позволяет объединить двигатели в моноблочный отсек, изготовленный из высокопрочного пластика. Такой переход может позволить уменьшить массу двигательного отсека, в основном за счет перехода от конструкции в виде отдельных двигателей с металлическими корпусами к конструкции, которая объединяет их в моноблочный отсек, изготовленный из высокопрочного пластика с помощью метода аддитивных технологий, а также за счет исключения из конструкции отсека элементов крепления каждого отдельного импульсного твердотопливного ракетного двигателя. Приведен сравнительный анализ и описаны особенности конструкции импульсных твердотопливных ракетных двигателей с металлическими корпусами и конструкции, которая позволяет объединить двигатели в моноблочный отсек, изготовленный из высокопрочного пластика. Приведены результаты расчета коэффициента запаса прочности конструкции корпуса импульсных твердотопливных ракетных двигателей в общем отсеке, изготовленном по методу аддитивных технологий, а также сравнительные весовые характеристики, которые позволяют оценить целесообразность перехода к конструкции импульсных твердотопливных ракетных двигателей в общем отсеке, изготовленном с помощью метода аддитивных технологий.