Текст книги "Космические твердотопливные двигатели"

Автор книги: Герман Назаров

Соавторы: Владимир Прищепа
сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 4 страниц)

Благодаря высокой производительности технологических процессов и сравнительно невысокой стоимости исходных материалов корпуса РДТТ из стеклопластика (именно этот пластик нашел наибольшее применение) получаются не намного дороже металлических корпусов. В первую очередь пластики выгодно использовать для двигателей верхних ступеней РН и аппаратов, работающих в космосе, где снижение массы конструкции дает максимальное приращение массы полезного груза.

Завершая описание двигателей РН «Скаут», следует отметить, что 3 июня 1979 г. состоялся 100-й пуск этой ракеты. К этому времени успешно осуществлялись 95 пусков, в том числе 37 подряд (в период 1967–1975 гг.). Последний показатель является рекордным для зарубежных РН.

Кроме США, полностью твердотопливные космические РН созданы также в Японии и Индии. С 1974 г. в Японии используются различные варианты трехступенчатых РН серии «Мю». Их особенностью является наличие на первой ступени навесных твердотопливных ускорителей, которые в течение короткого времени создают тягу, дополнительную к тяге основного РДТТ. В качестве примера укажем характеристики двигателей для одного из вариантов РН серии «Мю» (со стартовой массой 42 т): тяга основных РДТТ (в соответствии с очередностью включения) – 867, 279 и 57 кН, время работы – соответственно 61, 69 и 53 с. В данной РН используется 8 ускорителей диаметром 0,3 м и тягой по 95 кН, работающих в течение 8 с.

Таким образом, стартовая тяга РН составляет почти 1630 кН и РН стартует с ускорением около 4 g. В последние годы на первых двух ступенях РН серии «Мю» применяются маршевые РДТТ, снабженные системами управления вектором тяги (в частности, используется ввод жидкости в сопло); третья ступень стабилизируется вращением. РН имеют высоту до 25 м при максимальном диаметре корпуса 1,4 м (без учета ускорителей); стартовая масса превышает 50 т.

Аналогом первоначального варианта ракеты «Скаут» стала твердотопливная РН, созданная недавно в Индии. Эта четырехступенчатая ракета имеет высоту 23 м при максимальном диаметре корпуса 1 м. При стартовой массе 17 т она должна выводить 40 кг полезного груза на околоземную орбиту высотой 400 км. Запуск этой РН, произведенный в августе 1979 г., был неудачным.

РДТТ космических аппаратов. В первую очередь рассмотрим твердотопливные двигатели, широко применяющиеся для создания конечного разгонного импульса при выводе КА на околоземные орбиты, достижение которых требует больших энергетических затрат, и на межпланетные траектории. Например, большинство геостационарных ИСЗ, запущенных к настоящему времени, оснащалось неотделяемыми РДТТ, входящими непосредственно в конструкцию космического аппарата.

Ранее мы рассмотрели последовательность операций при запуске геостационарного спутника, ограничившись моментом прекращения работы последней ступени РН и соответственно выходом ИСЗ на переходную геостационарную орбиту. Попробуем теперь рассчитать характеристики бортового РДТТ спутника, если из расчета траектории полета известно, что для совершения окончательного маневра ИСЗ необходимо сообщить дополнительную скорость ΔV ≈ 1840 м/с. Соответствующий разгонный импульс создается в апогее переходной орбиты, и в этом случае бортовой РДТТ называют апогейным.

Зададимся дополнительно следующими исходными данными: масса ИСЗ в момент отделения от ракетной ступени 1000 кг, удельный импульс РДТТ (I_y) 2850 м/с, запас твердого топлива 90 % суммарной массы РДТТ. Воспользуемся известной формулой Циолковского, которую запишем для нашего случая в виде: ΔV = I_yln[(М_Т + М_К + М_ПГ)/(М_К + М_ПГ)], где М_Т – масса топлива, М_К – масса конструкции РДТТ, М_ПГ – масса полезного груза (т. е. спутника без учета РДТТ). Подставляя в эту формулу исходные данные, получим следующие (округленные) величины (в килограммах): М_Т = 465, М_К = 50, М_ПГ = 485 (сумма этих чисел составляет 1000). Перемножив далее значения М_Т и I_y, получим полный импульс тяги РДТТ: 1325 кН с.

В принципе эту величину можно реализовать как за счет кратковременного действия большой тяги, так и при длительном действии малой тяги. При выборе конкретных параметров РДТТ необходимо учесть допустимые перегрузки на конструкцию всего КА и его отдельных элементов, а также баллистические характеристики применяемого твердого топлива, влияние давления в камере сгорания на массу конструкции, на габариты и удельный импульс и т. д. В конечном счете характерное время работы для бортового РДТТ получается равным порядка 40 с, что при указанном выше значении полного импульса соответствует усредненной (за время работы) тяге ~30 кН. Эти параметры того же порядка, что и для двигателей верхней ступени РН «Дельта», которые рассматривались нами в соответствующем разделе.

По устройству и внешнему виду РДТТ космических аппаратов также не отличаются от двигателей верхних ступеней РН. Так что те и другие РДТТ вполне можно отнести к одному классу двигателей, тем более что твердотопливные верхние ступени в большинстве своем включаются после сообщения им первой космической скорости, т. е. сами по себе могут считаться космическими аппаратами. Сюда же относятся РДТТ разгонных блоков – унифицированных ракетных ступеней, которые также включаются на околоземных орбитах и могут использоваться в составе различных РН как для запуска ИСЗ, так и для разгона автоматических межпланетных станций.

В частности, в разгонных блоках широко применялись уже известные нам двигатели типа «Стар-37», Именно они использовались при запусках межпланетных КА «Вояджер», о чем шла речь на стр. 38. Начальная масса разгонных блоков составляла 1,22 т с учетом 1060 кг твердого топлива, после израсходования которого скорость КА увеличивалась на 2 км/е. Указанные блоки стабилизировались при помощи микродвигателей, работавших на жидком монотопливе (гидразине),

РДТТ применяются также на борту космических кораблей и в автоматических межпланетных КА, где они выполняют роль тормозных двигателей, развивающих сравнительно небольшой импульс тяги. После окончания работы эти РДТТ отделяются от КА.

В 1961–1962 гг. тормозной РДТТ тягой около 23 кН и массой 95 кг (с пластиковым корпусом) устанавливался в КА «Рейнджер» с тем, чтобы погасить скорость падения приборного контейнера на поверхность Луны (рис. 12). Двигатель должен был включаться на высоте 16 км и работать в течение 10 с до высоты 330 м. Далее сферический контейнер «Рейнджера» должен был совершать свободное падение, ударяясь о лунный грунт со скоростью 33 м/с, обеспечивающей сохранность научных приборов. По различным техническим причинам запуски всех КА «Рейнджер» указанного типа завершились неудачей. Зато успешными были полеты в 1966–1968 гг. нескольких КА «Сервейер», при посадке которых на лунную поверхность использовался бортовой РДТТ, Он обеспечивал снижение скорости КА до 120 м/с (далее включались ЖРД мягкой посадки). По своим параметрам этот твердотопливный двигатель близок к его модификации, использованной впоследствии в составе РН «Дельта».

При посадке космических кораблей «Меркурий» (1962–1963 гг.) и «Джемини» (1965–1966 гг.) твердотопливные двигатели обеспечивали их сход с околоземной орбиты на траекторию спуска. Тормозная двигательная установка корабля «Меркурий» содержала три РДТТ (рис. 13) с диаметром корпуса 300 мм, тягой каждого 4,45 кН и временем работы 10 с. Включение этих двигателей (их расположение было показано на рис. 5) осуществлял сам космонавт при помощи ручной системы управления.

Рис. 12. РДТТ космического аппарата «Рейнджер-3»:

1 – сопло раскрутки; 2 – корпус РДТТ раскрутки; 3 – тормозной РДТТ

Рис. 13. Тормозной РДТТ космического корабля «Меркурий»

Тормозная установка «Джемини» состояла из четырех РДТТ со сферическими корпусами (из титанового сплава) диаметром ~320 мм, с начальной массой по 31 кг. РДТТ снаряжались смесевым топливом, содержащим перхлорат аммония, полисульфидное горючее-связку и алюминий. При сгорании этого топлива развивалась тяга около 11 кН. В отличие от «Меркурия» на «Джемини» тормозные РДТТ включались не одновременно, а последовательно – один за другим:

Твердотопливная тормозная установка предусматривалась и в космических кораблях «Восход» (1964–1965 гг.) в качестве резервной: она должна была включаться в случае отказа жидкостной установки (которая, однако, продемонстрировала надежную работу).

В 70-х годах тормозные РДТТ применялись в КА для исследования Марса и Венеры. На стр. 28 упоминался один из таких двигателей, который обеспечил перевод спускаемых аппаратов советских. КА «Марс-2» и «Марс-3» с пролетной траектории на траекторию встречи с планетой. Этот РДТТ с тягой 4 кН и временем работы 55 с был показан на рис. 7 в составе КА. Недавно, в декабре 1978 г., бортовой РДТТ тягой 18 кН обеспечил перевод американского КА «Пионер-Венера-1» (начальной массой 550 кг) с пролетной траектории на орбиту Венеры, изменив при этом скорость КА на 1060 м/с. В сферическом корпусе двигателя диаметром 622 мм содержалось около 200 кг твердого топлива, которое было израсходовано примерно за 30 с. Этот же РДТТ использовался ранее в качестве апогейного бортового двигателя геостационарных ИСЗ «Скайнет».

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ КОСМИЧЕСКИХ РДТТ[6]6
  По материалам зарубежной печати.


[Закрыть]

Направления исследований и достигнутые результаты. Прежде всего следует отметить работы, связанные с модификацией существующих или поиском новых твердых ракетных топлив. При этом особое значение придавалось способам повышения характеристик топлив. Разработка топливных составов является сложной задачей, поскольку весьма часто факторы, способствующие улучшению одного качества, вызывают нежелательное изменение другого.

В ближайшие годы возможности повышения удельного импульса РДТТ за счет применения более эффективных топлив представляются довольно ограниченными. Наибольшего прироста этого параметра – порядка 200 м/с (т. е. 7 %) можно ожидать от использования металлизированных топлив, содержащих бериллий вместо алюминия. Увеличение удельного импульса в этом случае объясняется снижением молекулярной массы топлива (так как у бериллия она в 3 раза меньше, чем у алюминия) в сочетании с повышением температуры его сгорания. К настоящему времени созданы и испытаны образцы РДТТ, работающие на бериллийсодержащем топливе, однако широкому внедрению его препятствует чрезвычайно высокая токсичность бериллия (и соответственно продуктов сгорания топлива); к тому же бериллий дорог. Так что, по-видимому, указанное топливо найдет применение лишь в сравнительно небольших РДТТ, включение которых предусматривается уже в космосе.

Дальнейший прирост удельного импульса примерно еще на 200 м/с можно было бы получить, используя вместо бериллия его гидрид (BeH₂). Однако этому препятствуют (помимо токсичности) химическая нестабильность соединения («утечка» водорода при хранении) и трудность приготовления достаточно плотных его составов. Следует заметить, что рассмотренные нами новые металлсодержащие топлива характеризуются при большем удельном импульсе меньшей плотностью (что является недостатком), поскольку по этому параметру бериллий уступает алюминию почти в 1,5 раза, а гидрид бериллия – более чем в 4 раза.

Энергетические характеристики твердых топлив могут быть повышены за счет применения в них более активных окислителей и горючих-связующих. Согласно расчету использование в смесевом топливе перхлората нитрония NO₂ClO₄ (вместо перхлората аммония, который содержит почти вдвое меньше кислорода) обеспечивает прирост удельного импульса до 300 м/с. Применению этого нового окислителя препятствуют, однако, его гигроскопичность, плохая совместимость с освоенными связующими и взрывоопасность. С целью снижения чувствительности перхлората нитрония к внешним воздействиям предложено, в частности, обрабатывать его газообразным аммиаком, в результате чего образуется «пассивный» поверхностный слой перхлората аммония. Высокая чувствительность препятствует применению в смесевых топливах и фтораминовых связующих, содержащих атомы F, N, Н; по удельному импульсу такие топлива были бы равноценны модифицированным двухосновным, содержащим октоген.

Теми же способами, что и увеличение удельного импульса, могут быть улучшены другие характеристики твердых ракетных топлив: плотность, механические свойства, стабильность, технологичность. Желательным свойством твердого топлива является его полимеризуемость при нормальной температуре. Это позволяет упростить технологический процесс изготовления РДТТ и используемое при этом оборудование, а также избежать термических напряжений в топливном заряде (которые возникают при полимеризации в условиях повышенных температур). С указанной целью предложены различные катализаторы, с введением которых одновременно улучшаются механические свойства заряда.

Эффективным считается и использование так называемых многофункциональных и комплексных добавок, позволяющих получать твердые топлива с заданным, оптимальным сочетанием свойств. Желаемый эффект может быть также достигнут изменением структуры известных компонентов, применением новых способов их изготовления или обработки, а также изменением химической технологии приготовления топлива.

Для обеспечения длительной работы РДТТ без ухудшения первоначальных характеристик большое значение имеет разработка эрозионностойких конструкционных и теплозащитных материалов, а также методов изготовления деталей из них. В особенности это касается столь напряженной части РДТТ, как горловина сопла. До недавнего времени в горловинах крупных РДТТ, рассчитанных на длительную работу и использование высокоэффективных топлив, применялись кольца из пиролитического графита в сочетании с другими деталями или графитовая ткань, намотанная из ленты. Первая конструкция имеет тенденцию к расслаиванию в процессе работы, а вторая подвергается значительной эрозии.

От этих недостатков свободны созданные недавно сопла, горловины которых изготовлены намоткой материала углерод—углерод (здесь и армирующие волокна, и связующее из углерода), с применением тканей с объемной (трехмерной) ориентацией волокон. Полученные таким образом детали воспринимают одновременно тепловые и механические нагрузки (давление газов). Надежность и высокая эрозионная стойкость новой конструкции подтверждены испытаниями экспериментальных РДТТ. Они показали, что сопло в течение 150 с может успешно противостоять продуктам сгорания смесевого топлива с 18 %-ным содержанием алюминия: средняя скорость эрозии горловины не превышает 0,04 – 0,05 мм/с. Это обстоятельство открывает широкие возможности для использования в РДТТ новых, более эффективных топлив и для увеличения продолжительности работы РДТТ.

Значительная доля (40–50 %) массы конструкции РДТТ приходится на корпус. Поэтому повышению прочности конструкционных материалов уделяется большое внимание. Характеристики освоенных металлических сплавов могут быть повышены соответствующей термообработкой. Применению новых металлических сплавов и технологических методов обработки препятствуют, однако, экономические ограничения: следует учитывать, что повышаются не только энергетические параметры РДТТ, но и его стоимость.

Дальнейшие перспективы усовершенствования РДТТ открываются в связи с применением в корпусах РДТТ конструкционных материалов из органопластиков. Эти пластики с армирующими наполнителями в виде органических волокон имеют более высокие механические свойства при меньшей плотности, чем стеклопластики. Удельная прочность уже используемых органопластиков с эпоксидным связующим составляет около 75 км. Предполагается довести в недалеком будущем этот показатель до 90 – 100 км за счет повышения характеристик армирующих волокон и применения лучших смолсвязующих. Последним способом можно также повысить сопротивление пластиков межслойному сдвигу и, следовательно, уменьшить размеры и массу соединительных деталей конструкции. Недостатком современных органопластиков является их относительная (по сравнению со стеклопластиками) дороговизна. Однако по мере более широкого применения этих материалов их стоимость будет неуклонно снижаться.

В последние годы достигнут существенный прогресс и в области теплоизоляционных материалов: созданы и получают применение композиции, характеризующиеся повышенной эрозионной стойкостью при пониженной (на 10–15 %) плотности (например, пластики с наполнителями из микросфер, неплотного углерода).

Следует также отметить большие успехи в создании эффективных систем и органов управления вектором тяги РДТТ, которые характеризуются высокой надежностью, быстродействием, малым потреблением энергии, небольшой массой и не приводят к заметным потерям удельного импульса РДТТ (обусловленным нарушением газового потока в сопле и отклонением реактивной струи). Примером таких управляющих органов являются эластичные подшипники, использующиеся, например, в РДТТ, о котором рассказывалось на стр. 34, или так называемые жидкостные подшипники, особенностью которых является наличие кремнийорганической жидкости, заполняющей замкнутое пространство вокруг горловины сопла, в месте качания. При отклонении сопла (при помощи приводов) эта жидкость перетекает из одной полости в другую, так что суммарный объем, занимаемый ею, остается неизменным. Такая конструкция позволяет отклонять сопло со скоростью 40 град/с, прилагая весьма малое усилие.

Многие из последних достижений в области РДТТ реализуются в конструкции твердотопливных двигателей, разрабатываемых для космического буксира IUS. Этот аппарат, полное название которого в переводе с английского означает «Инерциальная верхняя ступень», будет выводиться на низкие околоземные орбиты при помощи МТКК «Спейс Шаттл» или РН типа «Титан-3». Конструкция IUS основана на использовании двух базовых РДТТ-модулей: большого и малого, параметры которых представлены в таблице, приведенной на стр. 57.

Анализируя параметры двигателей IUS, приведенные в таблице, следует особо отметить, что номинальная продолжительность работы большего из них (152 с) является рекордной для современных РДТТ. На рекордном уровне находится и величина относительной массы топлива для этого двигателя – 94,6 %; таким образом, на конструкцию приходится около 5 % от массы снаряженного РДТТ.

Параметры РДТТ космического буксира IUS

Параметр Большой РДТТ Малый РДТТ Высота, м 2,97 1,90 Диаметр корпуса, м 2,31 1,61 Полная масса, кг 10 250 2910 Относительная масса топлива, % от полной 94,6 93,3 Полный импульс тяги, кН с 27 900 7760 Максимальная тяга, кН 266 106 Время работы, с 152 106 Удельный импульс, м/с 2863 2841

Такие рекордные показатели могут быть улучшены при применении в корпусах РДТТ конструкционных пластиков на основе высокотемпературных смол, способных работать при температурах 650–700 К. Это позволит снизить массу теплоизоляции. В дальнейшем также можно ожидать применения теплоизоляционных материалов на основе медленно горящих твердых топлив. С целью снижения массы конструкции РДТТ исследуется возможность намотки пластиковых корпусов непосредственно на топливные заряды без использования технологических оправок. В случае успеха этих работ не только станут ненужными соединительные крепежные детали, но и упростится процесс изготовленияРДТТ.

В дополнение к использующимся системам управления вектором тяги в космических РДТТ может найти применение также газодинамическая система (принцип работы которой изложен на стр. 36), усовершенствованная за счет использования продуктов сгорания, отводимых из камеры самого РДТТ, в качестве управляющего газа. Основная трудность здесь состоит в создании клапанов, могущих работать в среде высокотемпературногогаза.

Значительным техническим достижением является создание в последние годы сопел изменяемой формы. Выходная (расширяющаяся) часть их состоит из нескольких сегментов, при перемещении которых сопло раздвигается наподобие телескопической трубы или раскрывается подобно зонтику. В числе ближайших областей применения таких конструкции рассматриваются верхние ступени РН и космические аппараты. До включения РДТТ их сопла будут находиться в сложенном положении, что позволит значительно сократить размеры и массу переходных отсеков ракет. В результате масса полезного груза может быть увеличена в той же степени, что и при повышении удельного импульса РДТТ на 100–250 м/с. Сопла изменяемой геометрии выгодно применять и в двигателях первых ступеней РН: постепенное раскрытие их по мере подъема ракет обеспечит расширение реактивной газовой струи до давления, близкого к окружающему, а это является условием получения максимального удельного импульса.

Хотя РДТТ и прост по своему устройству, его надежная работа возможна лишь при строгом соблюдении хорошо отлаженных технологических процессов, используемых в изготовлении двигателя. Наряду с усовершенствованием этих процессов ведется поиск средств и методов, гарантирующих надежный контроль качества изготавливаемых РДТТ. Последней новинкой в этой области является электронное сканирующее устройство, в состав которого входят источник излучения высокой энергии, приемный экран и чувствительная телекамера. Применением такого устройства достигается контроль качества РДТТ по всей поверхности корпуса с регистрацией результатов на видеоленту.

Новые области применения РДТТ. До настоящего времени твердотопливные двигатели мало применялись на борту космических аппаратов, совершающих полеты к другим планетам. Одна из причин того, почему РДТТ почти не используются при выводе КА с межпланетных траекторий на околопланетные орбиты, состоит в чрезмерном ускорении, которое сообщалось бы конструкции и аппаратуре конкретных КА при работе РДТТ. Необходимо, таким образом, чтобы двигатель развивал небольшую тягу в течение довольно продолжительного времени. В этом направлении в последние годы достигнут значительный прогресс, и становится возможным создание эффективных РДТТ, функционирующих в течение 250 с. Требуемый невысокий уровень тяги обеспечивается, в частности, достижением (за счет подбора определенного состава и отработки технологии изготовления заряда) очень малой скорости горения топлива (порядка 3 мм/с), поддержанием низкого рабочего давления в камере (0,7 МПа и менее), а также горением заряда по торцевой поверхности.

Эти и другие достижения в области РДТТ, о которых рассказывалось выше, открывают возможности для более широкого применения твердотопливных двигателей как в ближнем, так и в дальнем космосе. Проектные проработки показывают, например, что РДТТ может оказаться вполне подходящим двигателем для старта аппарата с образцом грунта с марсианской поверхности.

Перспективы применения РДТТ в космонавтике во многом зависят от того, удастся ли разработать приемлемые методы и средства для осуществления многократного выключения-включения РДТТ в полете и регулирования величины тяги. Быстродействие РДТТ, сочетающееся с другими положительными качествами, привлекает к этим двигателям особое внимание разработчиков реактивных систем управления траекторией полета и пространственным положением КА. Однако двигатели этих систем должны включаться многократно – до многих сотен тысяч раз, например, для связных спутников Земли, рассчитанных на несколько лет работы.

Принципиально простым способом обеспечения многократного срабатывания РДТТ представляется использование многосекционного (так называемого вафельного) заряда, в котором соседние секции разделены термоизоляционными прокладками, причем каждая секция имеет свою систему воспламенения. Однако ввиду усложнения, утяжеления и удорожания конструкции РДТТ при увеличении количества секций их число на практике в лучшем случае может достигать нескольких десятков (такие экспериментальные РДТТ созданы и испытаны на стендах).

Попытки преодолеть существующие для РДТТ ограничения по количеству включений привели к созданию совершенно необычных экспериментальных конструкций. Одна из них напоминает детский пистолет, стреляющий пистонами, нанесенными на ленту. «Пистонами» являются миниатюрные РДТТ тягой в несколько ньютонов, сгорающие в течение примерно 0,1 с. Соответствующей подачей таких «пистонов» достигается требуемый в данный момент полный импульс тяги. Описанное устройство не может конкурировать, однако, с современными ЖРД малой тяги, которые с успехом используются в тех областях, где РДТТ до сих пор почти или совсем не применялись.

Что касается регулирования величины тяги РДТТ, то наиболее разработанный в настоящее время метод состоит в изменении площади горловины сопла путем механического перемещения профилированной иглы («центрального тела»), установленной по оси сопла. Поскольку изменение проходного сечения сопла приводит к противоположному изменению величины давления в камере, то зависимость тяги от перемещения иглы имеет весьма сложный характер. При соответствующем составе топлива полным открытием горловины сопла можно обеспечить гашение заряда. Повторное включение РДТТ можно произвести при помощи многозарядного воспламенителя. В космических РДТТ описанная система регулирования тяги, однако, не применяется, так как она приводит к существенному усложнению и утяжелению конструкции (а также другим нежелательным последствиям).

Тягу РДТТ можно регулировать в определенных пределах и путем ввода в камеру газа или жидкости. Недостатки же этого способа связаны с наличием в двигательной установке вспомогательного рабочего вещества.

РДТТ и проблема охраны окружающей среды. Перспективы развития и применения твердотопливных двигателей связаны самым непосредственным образом с проблемой охраны окружающей среды, чему в настоящее время уделяется все большее внимание. Эффективные топлива, используемые в современных РДТТ, в этом отношении представляются далеко не безупречными. Так, например, при каждом пуске аппарата «Спейс Шаттл» в атмосферу должно выбрасываться ~ 1000 т продуктов сгорания твердого топлива, содержащих свыше 100 т газообразного хлористого водорода. Значительная часть этих продуктов сосредоточивается в облаке, которое перемещается горизонтально под действием ветра на высоте ниже 1–1,5 км, причем нижняя часть этого облака находится вблизи земли. Высказывались опасения, что в случае повышенной влажности атмосферы возможно выпадение токсичных, кислотосодержащих осадков из облака на расстояниях до 100 км от стартового комплекса. В прошлом уже наблюдались случаи поражения растительности осадками, образовавшимися вследствие работы крупных РДТТ, на расстояниях в несколько километров. В этой связи особое значение приобретает учет метеорологических условий в районе старта. Высказывалось также опасение, что продукты сгорания РДТТ при частых пусках аппаратов «Спейс Шаттл» могут привести к разрушению озонного слоя верхней атмосферы. (Механизм этого разрушения, носящий каталитический характер, опять-таки связан с хлористым водородом, из которого образуется вследствие фотолиза свободный хлор, воздействующий на озон.) Детальные исследования проблемы не подтвердили этого опасения. Тем не менее были рассмотрены другие топлива, которые при необходимости можно будет использовать вместо принятых.

Что касается сжигания ненужных остатков твердых топлив, то в ряде районов США местные власти уже запретили это делать. В поисках выхода из создавшейся ситуации сделаны обнадеживающие попытки расщепить смесевое топливо на отдельные компоненты (окислитель, горючее-связующее, алюминий). Предложено также использовать остаток алюминия и горючего-связующего или измельченное топливо пр, и изготовлении взрывчатых веществ.

Опасность для окружающей среды представляют не только продукты сгорания РДТТ, но и вещества, вовлеченные в технологические процессы изготовления твердых топлив: асбестовые и другие волокна, органические отвердители и растворители и т. д. В ближайшие 10–20 лет ожидается повышение требований к указанным веществам и процессам в отношении их безопасности, что может привести к удорожанию РДТТ. Однако и это обстоятельство не рассматривается в настоящее время как фактор, могущий оказать отрицательное влияние на развитие и применение РДТТ.

Итак, можно с достаточной уверенностью утверждать, что в обозримом будущем космические РДТТ не утратят своей роли и что рациональное сочетание РДТТ с ЖРД в ракетно-космических системах будет по-прежнему являться важной предпосылкой развития космонавтики. В заключение скажем несколько слов о ближайших перспективах применения космических РДТТ. Они связаны в первую очередь с космическими транспортными системами, разрабатываемыми в США. Эти системы включают многократно используемые «челноки» в сочетании с космическими буксирами и менее мощными ракетными блоками (которые должны использоваться в тех случаях, когда применение буксиров окажется нерентабельным).

В указанных транспортных системах маршевым РДТТ отводится большая роль. Мощные твердотопливные двигатели многократного применения составляют основу первой ступени «челноков», а буксиры и аналогичные им ракетные блоки рассчитаны исключительно на установку маршевых РДТТ. Как полагают, в течение 80-x годов эти аппараты будут основным средством для выведения полезных грузов в космос с территории США.

В то время как США планируют снять с эксплуатации современные РН однократного применения, другие страны продолжат использование и разработку таких ракет. А это означает, в частности, что РДТТ будут по-прежнему применяться в составе различных вариантов РН «Дельта», изготавливаемой в Японии по американским лицензиям. Кроме того, японской космической программой предусмотрено дальнейшее усовершенствование полностью твердотопливных РН, созданных в Этой стране. Разработка и применение подобных РН являются также частью национальной программы Индии. Далее, в рамках европейской космической программы разрабатываются усовершенствованные варианты РН «Ариан», рассчитанные на установку твердотопливных ускорителей. Использование их начнется вскоре после первых эксплуатационных полетов «Ариан». В настоящее время не предвидится каких-либо ограничений для дальнейшего широкого применения РДТТ в качестве бортовых двигателей ИСЗ. Наконец, в обозримом будущем твердотопливные двигатели сохранят свою роль при осуществлении вспомогательных операций в космических полетах.