Твердопаливний ракетний двигун (РДТТ), пороховий ракетний двигун, ракетний двигун твердого палива, реактивний двигун, що працює на твердому ракетному паливі (порохах ) . В РДТТ все паливо у вигляді заряду поміщається в камеру згорання ; двигун зазвичай працює безперервно до повного вигорання палива.
РДТТ були першими ракетними двигунами, що знайшли практичне вживання. Ракети з РДТТ (порохові ракети) відомі вже близько 1000 років; вони використовувалися як сигнальні, фейерверочниє, бойові. Опису «вогненних стріл» — прототипів порохових ракет — містяться в китайських і індійських рукописах 10 ст Ця зброя була звичайними стрілами, до яких прикріплялися бамбукові трубки, заповнені порохом. У 1-ій половині 17 ст в «Статуті» Онісима Міхайлова описуються перші російські ракети — артилерійські ядра з каналом, в якому поміщався пороховий заряд. У 1799 індійці застосовували бойові ракети проти англійських колонізаторів, а в 1807 англійці використовували подібні ракети у війні з Данією (при облозі Копенгагена). Спочатку паливом для РДТТ служив димний порох . В кінці 19 ст був розроблений бездимний порох, перевершуючий димний по стійкості горіння і працездатності. Надалі був отриманий новий високоефективний вигляд твердих палив, що дозволило конструювати бойові ракети з РДТТ самої різної дальності, аж до міжконтинентальних балістичних ракет.
РДТТ застосовуються (1976) головним чином в реактивній артилерії, а також в космонавтиці як гальмівні двигуни космічних літальних апаратів і двигунів перших рівнів ракет-носіїв.
РДТТ складається з корпусу (камери згорання), в якому розміщений весь запас палива, і реактивного сопла. Корпус РДТТ зазвичай сталевий, але інколи виконується із склопластика. Наволокритична (найбільш теплонапружена) частина сопла РДТТ робиться з графіту, тугоплавких металів і їх сплавів, закрітічеськая — із сталі, пластичних мас, графіту.
Тверде ракетне паливо зазвичай заливається в корпус РДТТ в напівв'язкому текучому стані; після затвердіння паливо щільно примикає до стінок, захищаючи їх від гарячих газів. Інколи (у РДТТ некерованих ракет) паливо закладається в камеру у вигляді спресованих з порошку зерен і шашок. Для запалення палива служить воспламенітельноє пристрій яке може входити безпосередньо в конструкцію РДТТ або бути автономним (наприклад, спеціальний пусковий двигун). У простому випадку воспламенітельноє пристрій є навішуванням димного пороху в оболонці з матерії або металу. Навішування підпалюється за допомогою електрозапалу або піросвечи з піропатроном.
Регулювання тяги РДТТ може вироблятися зміною (збільшенням або зменшенням) поверхні горіння заряду або площі критичного перетину сопла; уприскуванням рідини, наприклад води, в камеру РДТТ. Напрям тяги РДТТ міняється за допомогою газового керма; циліндрової насадки, що відхиляється (дефлектора); допоміжних двигунів, що управляють; сопел основних двигунів і , що коливаються;т. д. Для забезпечення заданої швидкості ракети в кінці активної ділянки траєкторії застосовується «відсічення» РДТТ (гасіння заряду дорогою швидкого зниження тиску в камері двигуна, відхилення реактивного струменя і ін. способи).
Діапазон тяги РДТТ—от сотих доль до для мікроракетних двигунів до 10—15 Мн для потужних двигунів, що встановлюються на ракетах-носіях (тяга експериментального РДТТ, розробленого в США, складає близько 16 Мн ) . Для кращих РДТТ (1975) питомий імпульс досягає 2,5—3 ( кн×сек ) /кг.
РДТТ характеризуються високою надійністю (99,96—99,99%); можливістю тривалого зберігання, тобто постійною готовністю до запуску; значною тягою за рахунок дуже короткого часу горіння; безпекою в обігу через відсутність токсичних матеріалів; великою щільністю палива (1,5— 2 г/см 3 ) . Недоліки РДТТ: велика маса конструкції із-за високого тиску в камері згорання; чутливість більшості видів палива до удару і змін температури; незручність транспортування споряджених РДТТ; малий час роботи; труднощі, пов'язані з регулюванням вектора тяги; малий питомий імпульс в порівнянні з рідинними ракетними двигунами.
Літ.: Сокольське Ст Н., Ракети на твердому паливі в Росії, М., 1963; Ріжків Ст В,, Двигуни ракет на твердому паливі, М., 1971; Вініцкий А. М., Ракетні двигуни на твердому паливі, М., 1973.
