Ракеты на твердом топливе: история и современные применения.

Ракеты на твердом топливе: история, принцип работы и применение в военной технике, моделировании и современных ракетоносителях. Простота и надежность!

17 мин чтения

100%

Источник: Solid-propellant rocket — Wikipedia

Сравнивайте с английским: нажмите на абзац — оригинал откроется в окне. Кнопка EN под абзацем показывает его прямо в тексте.

Содержание

Введение

Ракета с двигателем, использующим твердое топливо.

Ракета с твердым топливом – это ракета с ракетным двигателем, использующим твердое топливо (горючее/окислитель). Самые ранние ракеты были ракетами на твердом топливе, работающими на порохе. Использование пороховых ракет в военных целях впервые было продемонстрировано древними китайцами, а в XIII веке монголы сыграли важную роль в распространении этой технологии на запад. До XX века все ракеты использовали ту или иную форму твердого или порошкообразного топлива, пока ракеты с жидким топливом не предложили более эффективные и управляемые альтернативы. Твердотопливные ракеты до сих пор широко используются в военном вооружении по всему миру, в модельных ракетах, твердотопливных ускорителях и в более крупных системах благодаря своей простоте и надежности. Поскольку твердотопливные ракеты могут длительное время храниться без существенной деградации топлива и почти всегда запускаются надежно, они часто применяются в военных целях, например, в ракетах. Более низкая эффективность твердого топлива (по сравнению с жидким) не делает их предпочтительным вариантом для основной двигательной установки современных ракет-носителей среднего и большого размера, используемых для вывода на орбиту коммерческих спутников и запуска крупных космических аппаратов. Однако твердое топливо часто используется в качестве боковых ускорителей для увеличения грузоподъемности или в качестве верхних ступеней со стабилизацией вращением, когда требуются скорости выше обычных. Твердотопливные ракеты применяются в качестве легких пусковых установок для полезных нагрузок на низкой околоземной орбите (LEO) весом менее 2 тонн или для аварийного спасения полезных нагрузок до .

Основные понятия

Простой твердотопливный ракетный двигатель состоит из корпуса, сопла, заряда (твердого топлива) и зажигателя. Масса твердого заряда сгорает предсказуемым образом, образуя выхлопные газы, течение которых описывается потоком Тейлора — Кулика. Размеры сопла рассчитываются для поддержания заданного давления в камере сгорания, одновременно создавая тягу за счет выхлопных газов. После воспламенения простой твердотопливный ракетный двигатель нельзя остановить, поскольку он содержит все необходимые компоненты для горения внутри камеры, где это горение и происходит. Более совершенные твердотопливные ракетные двигатели могут регулироваться по тяге, а также глушиться и повторно запускаться путем управления геометрией сопла или с использованием вентиляционных отверстий. Кроме того, существуют импульсные ракетные двигатели, которые горят сегментами и могут быть запущены по команде. Современные конструкции также могут включать управляемое сопло для наведения, авионику, систему восстановления (парашюты), механизмы самоликвидации, ВСУ, управляемые тактические двигатели, управляемые двигатели отклонения и ориентации, а также материалы для теплового управления.

История

Средневековые китайцы из династии Сун изобрели очень примитивную форму твердотопливной ракеты. Иллюстрации и описания в китайском военном трактате XIV века "Хуолунцзин", написанном военным писателем и философом династии Мин Цзяо Ю, подтверждают, что в 1232 году китайцы использовали прототипы твердотопливных ракет, известные как "огненные стрелы", для отражения монголов во время осады Кайфэна. Каждая стрела представляла собой примитивную форму простой твердотопливной ракетной трубы, заполненной порохом. Один открытый конец позволял газам выходить и был прикреплен к длинной палке, которая служила системой наведения для управления направлением полета. В 1921 году советская научно-исследовательская лаборатория "Gas Dynamics Laboratory" начала разработку твердотопливных ракет, что привело к первому запуску в 1928 году, на котором ракета пролетела около 1300 метров. В 1931 году эти ракеты впервые в мире успешно использовались для помощи во взлете самолетов. Исследования продолжились с 1933 года в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ) с разработкой ракет РС-82 и РС-132, включая проектирование нескольких вариантов для наземных и воздушных боев, а также для поражения наземных и воздушных целей. Первое задокументированное применение советскими ВВС самолетных неуправляемых зенитных ракет в бою против самолетов тяжелее воздуха произошло в августе 1939 года во время битвы при Халхин-Голе. В августе 1939 года был завершен продукт – реактивная система залпового огня БМ-13 / "Катюша". К концу 1938 года состоялось первое значительное полномасштабное испытание реактивных систем залпового огня, в ходе которого было использовано 233 ракеты различных типов. Сальво ракет мог полностью охватить цель на дальности. К концу Второй мировой войны общее производство реактивных систем залпового огня достигло около 10 000 единиц, при этом для советских вооруженных сил было произведено 12 миллионов ракет типа РС. В Соединенных Штатах современные литьевые композитные твердотопливные ракетные двигатели были изобретены американским аэрокосмическим инженером Джеком Парсонсом в Калифорнийском технологическом институте в 1942 году, когда он заменил двойное основание топлива кровельным асфальтом и перхлоратом калия. Это позволило создать ракетные двигатели с медленным горением, достаточного размера и с достаточным сроком хранения для применения при взлете с помощью реактивной тяги. Чарльз Бартли, работавший в JPL (Caltech), заменил липкий асфальт на отверждаемую синтетическую резину, создав гибкую, но геометрически устойчивую зернистую пропеллентную массу, которая надежно крепилась к корпусу двигателя. Это позволило создавать гораздо более крупные твердотопливные ракетные двигатели. В 1954 году Atlantic Research Corporation значительно повысила удельный импульс композитного топлива, увеличив содержание порошкообразного алюминия в топливе до 20%. Технология твердотопливных ракет получила наибольший импульс в технических инновациях, размерах и возможностях благодаря различным правительственным инициативам середины XX века по разработке все более совершенных военных ракет. После первоначальных проектов военной баллистической техники, разработанных с использованием жидкостных ракет в 1940-х и 1950-х годах, как Советский Союз, так и Соединенные Штаты приступили к крупным инициативам по разработке твердотопливных локальных, региональных и межконтинентальных баллистических ракет, включая твердотопливные ракеты, которые можно было запускать с воздуха или с моря. Многие другие правительства также разрабатывали эти военные технологии в течение следующих 50 лет. К концу 1980-х годов и вплоть до 2020 года эти правительственные разработки высокоэффективных твердотопливных ракетных технологий были применены к орбитальным космическим полетам во многих государственных программах, чаще всего в качестве ускорителей для добавления дополнительной тяги во время раннего этапа подъема их в основном жидкостных ракет-носителей. Некоторые конструкции также имели твердотопливные верхние ступени ракеты. Примеры, запущенные в 2010-х годах, включают европейскую Ariane 5, американскую Atlas V и Space Shuttle, а также японскую H II. Самыми большими твердотопливными ракетными двигателями, когда-либо построенными, были три монолитных твердотельных двигателя Aerojet, отлитые во Флориде. Двигатели 260 SL 1 и SL 2 имели диаметр, длину 80 футов (24 м), вес и максимальную тягу. Продолжительность горения составляла две минуты. Горло сопла было достаточно большим, чтобы человек мог пройти через него, стоя прямо. Двигатель мог служить прямой заменой первой ступени жидкостного ракетного двигателя Saturn I с восемью двигателями, но так и не был использован в качестве такового. Двигатель 260 SL 3 был аналогичной длины и веса, но имел максимальную тягу и более короткую продолжительность горения.

The medieval Song dynasty Chinese invented a very primitive form of solid propellant rocket. Illustrations and descriptions in the 14th century Chinese military treatise Huolongjing by the Ming dynasty military writer and philosopher Jiao Yu confirm that the Chinese in 1232 used proto solid propellant rockets then known as "fire arrows" to drive back the Mongols during the Mongol siege of Kaifeng. Each arrow took a primitive form of a simple, solid propellant rocket tube that was filled with gunpowder. One open end allowed the gas to escape and was attached to a long stick that acted as a guidance system for flight direction control. In 1921 the Soviet research and development laboratory Gas Dynamics Laboratory began developing solid propellant rockets, which resulted in the first launch in 1928, that flew for approximately 1,300 metres. These rockets were used in 1931 for the world's first successful use of rockets to assist take off of aircraft. The research continued from 1933 by the Reactive Scientific Research Institute (RNII) with the development of the RS 82 and RS 132 rockets, including designing several variations for ground to air, ground to ground, air to ground and air to air combat. The earliest known use by the Soviet Air Force of aircraft launched unguided anti aircraft rockets in combat against heavier than air aircraft took place in August 1939, during the Battle of Khalkhin Gol. In August 1939, the completed product was the BM 13 / Katyusha rocket launcher. Towards the end of 1938 the first significant large scale testing of the rocket launchers took place, 233 rockets of various types were used. A salvo of rockets could completely straddle a target at a range of By the end of World War II total production of rocket launchers reached about 10,000. with 12 million rockets of the RS type produced for the Soviet armed forces. In the United States modern castable composite solid rocket motors were invented by the American aerospace engineer Jack Parsons at Caltech in 1942 when he replaced double base propellant with roofing asphalt and potassium perchlorate. This made possible slow burning rocket motors of adequate size and with sufficient shelf life for jet assisted take off applications. Charles Bartley, employed at JPL (Caltech), substituted curable synthetic rubber for the gooey asphalt, creating a flexible but geometrically stable load bearing propellant grain that bonded securely to the motor casing. This made possible much larger solid rocket motors. Atlantic Research Corporation significantly boosted composite propellant Isp in 1954 by increasing the amount of powdered aluminium in the propellant to as much as 20%. Solid propellant rocket technology got its largest boost in technical innovation, size and capability with the various mid 20th century government initiatives to develop increasingly capable military missiles. After initial designs of ballistic missile military technology designed with liquid propellant rockets in the 1940s and 1950s, both the Soviet Union and the United States embarked on major initiatives to develop solid propellant local, regional, and intercontinental ballistic missiles, including solid propellant missiles that could be launched from air or sea. Many other governments also developed these military technologies over the next 50 years. By the later 1980s and continuing to 2020, these government developed highly capable solid rocket technologies have been applied to orbital spaceflight by many government directed programs, most often as booster rockets to add extra thrust during the early ascent of their primarily liquid rocket launch vehicles. Some designs have had solid rocket upper stages as well. Examples flying in the 2010s include the European Ariane 5, US Atlas V and Space Shuttle, and Japan's H II. The largest solid rocket motors ever built were Aerojet's three monolithic solid motors cast in Florida. Motors 260 SL 1 and SL 2 were in diameter, 80 feet (24 m) long, weighed , and had a maximum thrust of Burn duration was two minutes. The nozzle throat was large enough to walk through standing up. The motor was capable of serving as a 1 to 1 replacement for the 8 engine Saturn I liquid propellant first stage but was never used as such. Motor 260 SL 3 was of similar length and weight but had a maximum thrust of and a shorter duration.

Дизайн

Проектирование начинается с определения необходимого суммарного импульса, который определяет массу топлива и окислителя. Затем выбираются геометрия и состав зерна для соответствия требуемым характеристикам двигателя. Следующие параметры выбираются или рассчитываются одновременно. Результатом являются точные размеры зерна, сопла и корпуса: зерно горит с предсказуемой скоростью, определяемой его площадью поверхности и давлением в камере. Давление в камере определяется диаметром горла сопла и скоростью сгорания зерна. Допустимое давление в камере зависит от конструкции корпуса. Продолжительность горения определяется толщиной поперечного сечения зерна ("толщиной стенки"). Зерно может быть связано с корпусом или нет. Двигатели с зерном, приклеенным к корпусу, сложнее в проектировании, поскольку деформация корпуса и зерна во время полета должны быть согласованы. Типичные причины отказа твердотопливных ракетных двигателей включают разрушение зерна, нарушение адгезии зерна к корпусу и наличие воздушных полостей в зерне. Все это приводит к мгновенному увеличению площади поверхности горения и, как следствие, к увеличению скорости образования выхлопных газов и давления, что может привести к разрушению корпуса. Другим видом отказа является нарушение герметичности корпуса. Герметизация необходима в корпусах, которые должны открываться для загрузки зерна. При нарушении герметичности горячие газы разрушают канал утечки и приводят к отказу. Это стало причиной катастрофы космического шаттла "Челленджер".

Корпус

Корпус может быть изготовлен из различных материалов. Картон используется для небольших модельных двигателей на черном порохе, а алюминий – для более крупных любительских двигателей на композитивном топливе. Сталь использовалась для ускорителей космического шаттла. Для высокопроизводительных двигателей применяются корпуса из графитоэпоксидной смолы, намотанной в виде нити. Корпус должен быть спроектирован так, чтобы выдерживать давление и возникающие напряжения ракетного двигателя, возможно, при повышенной температуре. При проектировании корпус рассматривается как сосуд, работающий под давлением. Для защиты корпуса от коррозионных горячих газов часто используется внутренний термозащитный слой, который абляционно изнашивается, продлевая срок службы корпуса двигателя.

Дюзл

Конвергентно-дивергентная конструкция ускоряет отработанные газы в сопле для создания тяги. Сопло должно быть изготовлено из материала, способного выдерживать температуру потока продуктов сгорания. Часто используются жаропрочные углеродные материалы, такие как аморфный графит или углерод-углерод. Некоторые конструкции предусматривают направленное управление выхлопом. Это может быть реализовано путем поворота сопла, как в твердотопливных ускорителях космического шаттла, использованием реактивных рулей в потоке выхлопных газов, как в ракете V-2, или с помощью жидкостного управления вектором тяги (LITV). LITV заключается во впрыске жидкости в поток отработанных газов после сужающего участка сопла. Затем жидкость испаряется и, в большинстве случаев, химически реагирует, увеличивая массовый расход с одной стороны потока выхлопных газов и, таким образом, создавая управляющий момент. Например, твердотопливные ускорители Titan IIIC использовали тетраоксид азота для LITV; баки можно увидеть по бокам ракеты между центральной ступенью и ускорителями. Ранняя первая ступень Minuteman использовала один двигатель с четырьмя поворотными соплами для управления тангажом, рысканием и креном.

Выступление

Типичный, хорошо спроектированный двигатель первой ступени с композитным топливом на основе перхлората аммония (APCP) может иметь вакуумный удельный импульс (I) до (Titan IVB SRMU). Это сравнимо с показателями для RP1/LOX (RD 180) и LH2/LOX (Block II RS 25) жидкостных ракетных двигателей. Удельные импульсы верхней ступени несколько выше: до для APCP (Orbus 6E), для RP1/LOX (RD 0124) и для LH2/LOX (RL10B 2). Фракции топлива обычно несколько выше для (несегментированных) твердотопливных двигателей первых ступеней, чем для верхних ступеней. Первая ступень Castor 120 имеет массовую долю топлива 92,23%, а верхняя ступень Castor 30, разработанная для ракеты-носителя Taurus II COTS (Commercial Off The Shelf) (для снабжения Международной космической станции), имеет 91,3% топливную фракцию, с корпусом двигателя из графитового эпоксида (2,9%), соплом, системой зажигания и отклонения тяги (2,4%), и недвигательным оборудованием (3,4%), включая крепление полезной нагрузки, межступенчатый адаптер, кабельные трассы, приборы и т.п. Castor 120 и Castor 30 имеют диаметр соответственно и используются в качестве ступеней на коммерческих ракетах-носителях Athena IC и IIC. Четырехступенчатая Athena II, использующая Castor 120 как первую и вторую ступени, стала первым коммерчески разработанным носителем для запуска лунного зонда (Lunar Prospector) в 1998 году. Твердотопливные ракеты могут обеспечивать высокую тягу при относительно низкой стоимости. Поэтому твердое топливо используется в качестве начальных ступеней ракет (например, Space Shuttle), в то время как двигатели с высоким удельным импульсом, особенно менее массивные водородные двигатели, резервируются для верхних ступеней. Кроме того, твердотопливные ракеты имеют давнюю историю использования в качестве заключительной ступени разгона для спутников благодаря их простоте, надежности, компактности и достаточно высокой массовой доле. Иногда, когда требуется дополнительная скорость, например, для миссии к комете или во внешнюю солнечную систему, добавляется твердотопливный двигатель со спиновой стабилизацией, поскольку он не требует системы наведения (на вновь добавленной ступени). Широко используется обширная линейка космических двигателей Star с титановым корпусом от Thiokol, особенно на ракетах-носителях Delta и в качестве ступеней со спиновой стабилизацией для запуска спутников из грузового отсека Space Shuttle. Двигатели Star имеют топливную фракцию до 94,6%, но добавление конструкций и оборудования снижает рабочую массовую фракцию на 2% и более. Более эффективные твердые ракетные топлива используются в крупных стратегических ракетах (в отличие от коммерческих ракет-носителей). HMX, C4H8N4(NO2)4 – нитрамин с большей энергией, чем перхлорат аммония, использовался в топливе МБР Peacekeeper и является основным компонентом топлива NEPE 75, используемого в баллистической ракете Trident II D 5. Именно из-за взрывоопасности высокоэнергетические твердые военные топлива, содержащие HMX, не используются в коммерческих ракетах-носителях, за исключением случаев, когда ракета-носитель является адаптированной баллистической ракетой, уже содержащей топливо HMX (Minotaur IV и V на базе выведенных из эксплуатации МБР Peacekeeper). Военно-морская авиационная станция в Чайна-Лейк, Калифорния, разработала новое соединение C6H6N6(NO2)6, просто называемое CL 20 (соединение China Lake №20). По сравнению с HMX, CL 20 имеет на 14% больше энергии на единицу массы, на 20% больше энергии на единицу объема и более высокое отношение кислорода к топливу. Одной из мотиваций для разработки этих твердых военных топлив с очень высокой плотностью энергии является достижение возможности перехвата баллистических ракет в среднем участке траектории в атмосфере с ракет, достаточно маленьких, чтобы поместиться в существующие вертикальные пусковые установки ниже палубы на кораблях и в мобильные пусковые установки на грузовиках. Было продемонстрировано соответствие топлива CL 20 закону Конгресса США 2004 года об устойчивых боеприпасах (IM), и, по мере снижения его стоимости, оно может быть пригодно для использования в коммерческих ракетах-носителях, что значительно повысит производительность по сравнению с ныне предпочтительными твердыми топливами APCP. Удельный импульс 309 с, уже продемонстрированный второй ступенью Peacekeeper с топливом HMX, позволяет ожидать, что более высокая энергия топлива CL 20 увеличит удельный импульс примерно до 320 с в аналогичных применениях МБР или верхних ступеней ракет-носителей, без взрывоопасности HMX. Привлекательной характеристикой для военного применения является возможность длительного хранения твердого ракетного топлива в ракете и его надежный запуск в любой момент.

A typical, well designed ammonium perchlorate composite propellant (APCP) first stage motor may have a vacuum specific impulse (I) as high as (Titan IVB SRMU). This compares to for RP1/LOX (RD 180) and for LH2/LOX (Block II RS 25) bipropellant engines. Upper stage specific impulses are somewhat greater: as much as for APCP (Orbus 6E), for RP1/LOX (RD 0124) and for LH2/LOX (RL10B 2). Propellant fractions are usually somewhat higher for (non segmented) solid propellant first stages than for upper stages. The Castor 120 first stage has a propellant mass fraction of 92.23% while the Castor 30 upper stage developed for Orbital Science's Taurus II COTS (Commercial Off The Shelf) (International Space Station resupply) launch vehicle has a 91.3% propellant fraction with 2.9% graphite epoxy motor casing, 2.4% nozzle, igniter and thrust vector actuator, and 3.4% non motor hardware including such things as payload mount, interstage adapter, cable raceway, instrumentation, etc. Castor 120 and Castor 30 are in diameter, respectively, and serve as stages on the Athena IC and IIC commercial launch vehicles. A four stage Athena II using Castor 120s as both first and second stages became the first commercially developed launch vehicle to launch a lunar probe (Lunar Prospector) in 1998. Solid rockets can provide high thrust for relatively low cost. For this reason, solids have been used as initial stages in rockets (for example the Space Shuttle), while reserving high specific impulse engines, especially less massive hydrogen fueled engines, for higher stages. In addition, solid rockets have a long history as the final boost stage for satellites due to their simplicity, reliability, compactness and reasonably high mass fraction. A spin stabilized solid rocket motor is sometimes added when extra velocity is required, such as for a mission to a comet or the outer solar system, because a spinner does not require a guidance system (on the newly added stage). Thiokol's extensive family of mostly titanium cased Star space motors has been widely used, especially on Delta launch vehicles and as spin stabilized upper stages to launch satellites from the cargo bay of the Space Shuttle. Star motors have propellant fractions as high as 94.6% but add on structures and equipment reduce the operating mass fraction by 2% or more. Higher performing solid rocket propellants are used in large strategic missiles (as opposed to commercial launch vehicles). HMX, C4H8N4(NO2)4, a nitramine with greater energy than ammonium perchlorate, was used in the propellant of the Peacekeeper ICBM and is the main ingredient in NEPE 75 propellant used in the Trident II D 5 Fleet Ballistic Missile. It is because of explosive hazard that the higher energy military solid propellants containing HMX are not used in commercial launch vehicles except when the LV is an adapted ballistic missile already containing HMX propellant (Minotaur IV and V based on the retired Peacekeeper ICBMs). The Naval Air Weapons Station at China Lake, California, developed a new compound, C6H6N6(NO2)6, called simply CL 20 (China Lake compound #20). Compared to HMX, CL 20 has 14% more energy per mass, 20% more energy per volume, and a higher oxygen to fuel ratio. One of the motivations for development of these very high energy density military solid propellants is to achieve mid course exo atmospheric ABM capability from missiles small enough to fit in existing ship based below deck vertical launch tubes and air mobile truck mounted launch tubes. CL 20 propellant compliant with Congress' 2004 insensitive munitions (IM) law has been demonstrated and may, as its cost comes down, be suitable for use in commercial launch vehicles, with a very significant increase in performance compared with the currently favored APCP solid propellants. With a specific impulse of 309 s already demonstrated by Peacekeeper's second stage using HMX propellant, the higher energy of CL 20 propellant can be expected to increase specific impulse to around 320 s in similar ICBM or launch vehicle upper stage applications, without the explosive hazard of HMX. An attractive attribute for military use is the ability for solid rocket propellant to remain loaded in the rocket for long durations and then be reliably launched at a moment's notice.

Двигатель для черного пороха

Черный порох (дымный порох) состоит из древесного угля (топлива), селитры (окислителя) и серы (топлива и катализатора). Это одна из старейших пиротехнических композиций, применяемая в ракетостроении. В настоящее время черный порох используется в модельных ракетах малой мощности (например, ракеты Estes и Quest), так как он дешев и относительно прост в производстве. Топливный шарик обычно представляет собой смесь прессованного мелкого порошка (в твердый, плотный брикет), скорость горения которого сильно зависит от точного состава и условий работы. Удельный импульс черного пороха низок, около… Топливный шарик чувствителен к разрушению и, следовательно, к катастрофическому отказу. Черный порох обычно не используется в двигателях с тягой более…

Двигательные материалы, содержащие цинковую сероводу (ZS)

Состоящий из порошка цинка и порошка серы (окислителя), ZS или "микрограйн" – это еще один прессованный состав, который не находит практического применения за пределами специализированных любительских ракетных кругов из-за низкой эффективности (так как большая часть ZS сгорает вне камеры сгорания) и высокой скорости линейного горения, достигающей 2 м/с. ZS чаще всего используется как пиротехнический состав, поскольку ракета ускоряется чрезвычайно быстро, оставляя за собой зрелищный большой оранжевый огненный шар.

"Конфетные" двигатели

В общем, ракетные кондитерские топлива состоят из окислителя (обычно нитрата калия) и сахарного топлива (обычно декстрозы, сорбита или сахарозы), которые формируются путем плавного расплавления компонентов топлива вместе и заливки или уплотнения аморфного коллоида в форму. Кондитерские топлива обеспечивают низкий или умеренный удельный импульс, примерно, и поэтому в основном используются любителями и экспериментаторами в ракетостроении.

Двухбазовые (DB) двигатели

Двухкомпонентные твердые ракетные топлива DB состоят из двух монопропеллентных компонентов, где один обычно выступает в роли высокоэнергетического (но нестабильного) монопропеллента, а другой – низкоэнергетического стабилизирующего (и гелеобразующего) монопропеллента. В типичных условиях нитроглицерин растворяют в геле нитроцеллюлозы и затвердевают с помощью добавок. Твердые ракетные топлива DB применяются в тех случаях, когда требуется минимальное задымление, но необходима умеренно высокая удельная импульсия, примерно . Добавление металлических топлив (например, алюминия) может повысить характеристики до примерно , однако образование оксидов металла в выхлопных газах может сделать дым непрозрачным.

Пропелленты из композитов

Порошковый окислитель и порошковое металлическое топливо тщательно смешиваются и фиксируются резиновым связующим (которое также служит топливом). Композитные топлива часто изготавливаются на основе нитрата аммония (ANCP) или перхлората аммония (APCP). Композитное топливо на основе нитрата аммония часто использует магний и/или алюминий в качестве топлива и обеспечивает средние характеристики (удельный импульс около [значение опущено]), в то время как композитное топливо на основе перхлората аммония часто использует алюминиевое топливо и обеспечивает высокие характеристики: удельный импульс в вакууме до [значение опущено] с цельным соплом или до [значение опущено] с телескопическим соплом с высоким отношением площади. APCP, использовавшийся в твердотопливных ускорителях космического шаттла, состоял из перхлората аммония (окислитель, 69,6% по массе), алюминия (топливо, 16%), оксида железа (катализатор, 0,4%), полибутадиенового акрилонитрила (PBAN) (неуретановый резиновый связующий, который удерживал смесь вместе и действовал как вторичное топливо, 12,04%) и эпоксидного отвердителя (1,96%). Он развивал удельный импульс 242 секунды (2,37 км/с) на уровне моря или 268 секунд (2,63 км/с) в вакууме. Программа Constellation 2005–2009 годов предполагала использование аналогичного APCP, связанного PBAN. В 2009 году группе удалось создать топливо из воды и наноалюминия (ALICE).

Высокоэнергетические композитные (ВЭК) двигатели

Типичные твердые ракетные топлива HEC начинаются со стандартной композитной топливной смеси (например, APCP) и содержат добавку высокоэнергетического взрывчатого вещества. Этот дополнительный компонент обычно представлен мелкими кристаллами РДХ или ГМХ, оба из которых обладают большей энергией, чем перхлорат аммония. Несмотря на скромное увеличение удельного импульса, внедрение ограничено из-за повышенной опасности, связанной с добавлением взрывчатых веществ.

Пропелленты с двойной основой, модифицированные композитными

Композитные модифицированные двойные твердые топлива начинаются с двойного топлива на основе нитроцеллюлозы/нитроглицерина, используемого в качестве связующего, и содержат твердые компоненты (обычно перхлорат аммония (AP) и порошковый алюминий), которые обычно применяются в композитных твердых топливах. Перхлорат аммония компенсирует дефицит кислорода, возникающий при использовании нитроцеллюлозы, повышая общий удельный импульс. Алюминий улучшает удельный импульс и стабильность горения. Высокоэффективные топлива, такие как NEPE 75, используемое в ракете Trident II D 5 SLBM, заменяют большую часть перхлората аммония HMX, связанным полиэтиленгликолем, что еще больше увеличивает удельный импульс. Смешивание компонентов композитных и двойных твердых топлив стало настолько распространенным, что размывает функциональное определение двойных твердых топлив.

Двигательные материалы с минимальной подписью (бездымные)

Одним из наиболее активных направлений в исследованиях твердого ракетного топлива является разработка высокоэнергетического топлива с минимальной заметностью, использующего C6H6N6(NO2)6 CL-20 нитроамин (соединение China Lake №20), который обладает на 14% большей удельной энергией и на 20% большей энергетической плотностью по сравнению с HMX. Новое топливо было успешно разработано и испытано в тактических ракетных двигателях. Топливо экологически безопасно: не содержит кислот, твердых частиц и свинца. Оно также бездымное и характеризуется лишь слабо выраженным узором ударных волн, видимым в прозрачном выхлопе. Отсутствие яркого пламени и густого дыма, образующихся при сгорании алюминиевого топлива, позволяет этим бездымным топливам практически исключить риск демаскировки позиций, с которых запускаются ракеты. Новое топливо CL-20 нечувствительно к удару (класс опасности 1.3), в отличие от современных бездымных топлив на основе HMX, которые обладают высокой взрывоопасностью (класс опасности 1.1). CL-20 считается значительным прорывом в технологии твердого ракетного топлива, однако его широкое применение пока ограничено из-за высокой стоимости.

Ракетные увлечения и любительское искусство

Ракетные двигатели на твердом топливе можно приобрести для использования в моделировании ракет; как правило, это небольшие цилиндры с топливом из черного пороха, оснащенные встроенным соплом и, опционально, небольшим зарядом, который срабатывает после задержки, когда топливо выработано. Этот заряд может использоваться для запуска камеры или раскрытия парашюта. Без этого заряда и задержки двигатель может воспламенить вторую ступень (только при использовании черного пороха). В моделировании ракет средней и высокой мощности широко применяются коммерчески производимые двигатели APCP. Они могут быть одноразовыми или перезаряжаемыми. Эти двигатели доступны в диапазоне импульсов от "A" (1,26 Нс – 2,50 Нс) до "O" (20,48 кНс – 40,96 кНс) от различных производителей. Они производятся со стандартизированными диаметрами и различной длиной в зависимости от требуемого импульса. Стандартные диаметры двигателей: 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 и 150 миллиметров. Доступны различные составы топлива для получения различных характеристик тяги, а также специальных эффектов, таких как цветное пламя, дымовые следы или большое количество искр (получаемых путем добавления титановой губки в состав).