Ракетный двигатель твердого топлива

 

Ракетный двигатель твердого топлива предназначен для сообщения снаряду поступательного движения и доставки головной части к цели. Двигатель содержит корпус 1 включающий головную 9 и хвостовую 10 трубы. Имеет, также вкладной заряд твердого топлива 2, выполненный в виде двух полузарядов 11, 12, на наружной поверхности которых установлены сухари 15,16, а на торцах-наклейки 15,16. Двигатель также содержит воспламенительное устройство 3, хвостовую 4 и промежуточную 5 диафрагмы, решетку 6, вкладыш 17 и сопловой блок 7 с контактной крышкой 8. Причем он снабжен стабилизатором горения 22, выполненным в виде жгута 23 из гибких элементов. При этом жгут своими концами закреплен на силовых элементах корпуса и размещен в канале хвостового полузаряда, размеры которого защищены данным изобретением. Ракетный двигатель позволяет за счет установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных его узлов и элементов обеспечить работу двигателя во всем диапазоне рабочих температур с максимальным значением полного импульса и оптимальным значением по его разбросу. 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям, в частности к твердотопливным, предназначенным для сообщения снаряду поступательного движения и доставки головной части к цели и может найти применение в ракетной технике при модернизации ракетных двигателей к известным системам залпового огня (РСЗО).

В связи с развитием РСЗО, в настоящее время проводятся работы как по созданию новых образцов этого вида вооружения, так и по совершенствованию уже имеющихся систем.

Указанные работы ведутся в основном по запросам заинтересованных в модернизации известных РСЗО стран и идут в основном по пути изыскания внутренних резервов, улучшающих тактико-технические характеристики известных систем без существенных конструктивных изменений их.

Это достигается в основном за счет установления оптимальных соотношений физических и геометрических параметров и размеров отдельных узлов и элементов снаряда, пусковой установки, двигателя, находящихся в функциональной связи.

В известных ракетных двигателях твердого топлива обычно применяются заряды, состоящие из одного или нескольких последовательно расположенных полузарядов (шашек), горящих по наружной поверхности и каналу или всестороннего горения. При этом полузаряды имеют удлинения канала L/d порядка 20 - 75, что является значительным.

Из теории известно, что при относительно больших удлинениях шашек L/d порядка 40 и более, наблюдается резонансное (вибрационное) горение, связанное с усилением колебаний давления, соответствующих одной из форм собственных колебаний столба газа во внутренней полости заряда.

Причина возникновения колебаний до настоящего времени пока еще не достаточно изучена.

Известно лишь то, что небольшие колебания являются обычным явлением, сопутствующим всем двигателям и они практически присущи всем ранее разработанным и используемым в настоящее время двигателям.

Вредное действие резонансного горения помимо разрушения корпуса двигателя при высоких давлениях, превышающих расчетное значение, приводит также к: -растрескиванию заряда вследствие вибрации нагрузок; -местным прогарам корпуса двигателя после растрескивания теплозащитного покрытия; -усталостному разрушению отдельных узлов конструкций и др.

Для борьбы с резонансным горением в настоящее время применяются методы и приемы, связанные с определением опытным путем в процессе отработки образцов двигателей оптимальных соотношений геометрических размеров узлов и элементов двигателя.

Поэтому при модернизации известных двигателей необходимо стремиться к обеспечению безрезонансного горения порохового заряда путем установления оптимальных соотношений физических параметров и геометрических размеров отдельных узлов и элементов последнего (без существенных их конструктивных изменений).

Так известны двигатели, содержащие корпус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, диаграммы и сопловой блок. Заряды выполнены в них из канальных шашек всестороннего горения больших удлинений (см.В.Е.Алемасов и др. "Теория ракетных двигателей", с. 431 - 434, Машиностроение, М., 1969), в которых борьба с резонансным горением ведется посредством выполнения радиальных каналов порядка 0,4 диаметра канала на расстоянии 3-5 диаметров канала друг от друга для топлив с высокой акустической склонностью и 10-15 диаметров - для топлив с низкой акустической способностью. При этом отверстия сверлятся во взаимно-перпендикулярных плоскостях или по винтовой линии.

Недостатком такого двигателя является уменьшение веса топлива за счет наличия в заряде отверстий и, следовательно, полного импульса двигателя, а также преждевременное разрушение шашек заряда от перегрузок и перепада давления по длине камеры за счет ослабления сечения шашек, увеличение выброса топлива в конце горения и, как следствие, снижению полного импульса двигателя и его разбросу по величине от двигателя к двигателю.

Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего надежную работу, но без обеспечения оптимальных характеристик разброса полного импульса двигателя и его величин.

Общими признаками с предлагаемым авторами двигателем является наличие корпуса, заряда твердого топлива, воспламенительного устройства, диафрагм и соплового блока. Проведенные экспериментально-теоретические исследования для двигателей такого класса по дальнейшей оптимизации соотношений геометрических параметров узлов и элементов двигателя дали положительные результаты, которые и легли в основу для модернизации известного двигателя.

Поэтому наиболее близким по технической сути и достигаемому эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель к снаряду М-210Ф (см. Боевая машина 9П138 "Техническое описание и инструкция по эксплуатации", часть III, книга I, М., Военное издательство, 1986, с 15 - 21).

Он содержит корпус, включающий головную и хвостовую трубы, пороховой заряд, выполненный в виде двух шашек, воспламенительное устройство, хвостовую и промежуточную диафрагмы, решетку и сопловой блок с контактной крышкой.

Для предотвращения от продольного и радиального перемещения шашек последние снабжены наклейками с центрирующими выступами, прокладками и сухарями, а диафрагмы, жестко скрепленные с корпусом двигателя, выполнены с пазами, соответствующими конфигурации выступов наклеек.

Для обеспечения равнопрочности корпуса двигателя во время его работы головная и хвостовая трубы его корпуса выполнены разной толщины, причем толщина головной трубы выполнена меньше толщины хвостовой.

Ракетный двигатель, принятый за прототип, функционирует следующим образом. При подаче импульса электрического тока на воспламенительное устройство, последнее срабатывает и воспламеняет обе шашки. Образовавшиеся пороховые газы срывают контактную крышку, и начинается истечение последних через сопла соплового блока.

Однако такой двигатель имеет ряд недостатков, определяемых в основном из-за выполнения в нем не оптимальных соотношений ряда геометрических размеров отдельных его элементов и узлов, что ведет к неодновременному сгоранию шашек, тем самым увеличению выброса топлива в конце горения.

Кроме того, процессы протекающие в камере сгорания двигателя приводят к нестабильности горения (резонансного), что ведет к уменьшению полного импульса двигателя и его разбросу от двигателя к двигателю и, тем самым, разбросу по дальности снарядов.

Таким образом, задачей известного технического решения (прототипа) являлась разработка ракетного двигателя, обеспечивающего по возможности безрезонансное горение пороховых шашек с нестабильными внутрибаллистическими характеристиками.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие корпуса, включающего головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух шашек, на наружной поверхности которых установлены сухари, а на торцах - наклейки, воспламенительное устройство, хвостовую и промежуточную диафрагмы, решетку, вкладыш и сопловой блок с контактной крышкой.

В отличие от прототипа предлагаемый авторами ракетный двигатель дополнительно снабжен стабилизаторами горения, выполненным в виде жгута из гибких элементов, при этом жгут своими концами закреплен на элементах корпуса и размещен в канале хвостовой шашки, а приведенный диаметр его составляет 0,15 - 0,3 диаметра канала шашки, хвостовой полузаряд его выполнен с толщиной горящего свода l_xb, составляющей 1,01 - 0,98 толщины горящего свода l_гол головного полузаряда, а площадь свободного прохода газа по заднему торцу хвостового полузаряда S^хв_св составляет 1,50 - 1,35 от площади свободного прохода по заднему торцу головного полузаряда S^го_св^л.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно следственной связи между совокупностью существенных признаков предложенного технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является создание двигателя твердого топлива, обеспечивающего за счет установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных узлов и элементов двигателя устранение недостатков прототипа за счет повышенной стабильности внутрибаллистических характеристик двигателя (уменьшения разброса полного импульса от двигателя к двигателю, а также повышение его величины), и тем самым снижению рассеивания снарядов по дальности.

Новое выполнение отдельных узлов, а также оптимальное соотношение размеров и других их параметров позволяют, в частности за счет: - введения в двигатель стабилизатора горения и выполнение его в виде жгута из гибких элементов, а размещение его в канале хвостового полузаряда и выполнение его с приведенным диаметром, составляющим 0,15 - 0,30 диаметра канала хвостового полузаряда путем демпфирования собственных колебаний столба газа во внутренней полости заряда позволяет исключить резонансное горение в камере двигателя во всем интервале рабочих температур; - выполнения хвостового полузаряда с толщиной горящего свода l_хв, составляющей 1,01 - 0,98 толщины горящего свода l_гол головного полузаряда, а также выполнения площади сводного прохода газа по заднему торцу хвостового полузаряда S^хв_св к площади свободного прохода по заднему торцу головного полузаряда S^го_св^л в пределах 1,50 - 1,35 обеспечить одновременное сгорание обеих полузарядов и тем самым повысить полный импульс двигателя и уменьшить его разброс во всем интервале рабочих температур.

Сущность изобретения заключается в том, что двигатель твердого топлива, содержащий головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов (шашек), на наружной поверхности которых установлены сухари, а на торцах - наклейки, воспламенительное устройство, хвостовую и промежуточную диафрагмы, решетку, вкладыш и сопловой блок с контактной крышкой, в отличие от прототипа, согласно изобретению, дополнительно снабжен стабилизатором горения, выполненным в виде жгута из гибких элементов, при этом жгут своими концами закреплен на силовых элементах корпуса и размещен в канале хвостового полузаряда, а приведенный диаметр его составляет 0,15 - 0,3 диаметра канала, хвостовой полузаряд его выполнен с толщиной горящего свода l_хв, составляющей 1,01 - 0,98 толщины горящего свода l_гол головного полузаряда, а площадь свободного прохода газа по заднему торцу хвостового полузаряда S^хв_св составляет 1,50 - 1,35 от площади свободного прохода по заднему торцу головного полузаряда S^го_св^л.

На фиг. 1 изображен общий вид двигателя, а на фиг.2 и 3 - сечения А-А и Б-Б соответственно.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, пороховой заряд 2, воспламенительное устройство 3, хвостовую 4 и промежуточную диафрагму 5, решетку 6 и сопловой блок 7 с контактной крышкой 8.

Корпус 1 его включает головную 9 и хвостовую 10 трубы, а пороховой заряд 2 размещен в корпусе 1 и состоит их двух одноканальных шашек, головной 11 и хвостовой 12.

Для удержания шашек 11 и 12 в корпусе 1 от радиального и осевого перемещения на оба торца каждой из шашек 11 и 12 приклеены наклейки 13 и 14 соответственно, а на их наружные поверхности - сухари 15 и 16.

Головная труба 9 корпуса 1 снабжена вкладышем 17, между которым и передним торцем головной шашки 11 установлена прокладка 18, а между решеткой 6 и передним торцем хвостовой шашки 12, а также между хвостовой диафрагмой 4 и хвостовым торцем шашки 12 установлены прокладки 19.

Пороховые шашки 11 и 12 разделены между собой промежуточной диафрагмой 5 и решеткой 6, а между ними установлено воспламенительное устройство 3. Хвостовая труба 10 предназначена для размещения в ней хвостовой шашки 12. Хвостовая диафрагма 4 предназначена для крепления хвостовой шашки 12 и уменьшения выброса недогоревших частей порохового заряда 2 через сопловые отверстия соплового блока 7 и вместе с решеткой 6 фиксирует в определенном положении хвостовую шашку 12 порохового заряда 2.

Сопловой блок 7 имеет семь сопловых отверстий 20. Контактная крышка 8 изготовлена из пресс-материала с запрессованным в него контактным сектором 21, изолирована от корпуса 1 и служит также герметизатором двигателя.

Промежуточная диафрагма 5 с решеткой 6 размещена в хвостовой трубе 10 и жестко скреплены с ней.

Кроме того, промежуточная диафрагма 5 вместе с вкладышем 17 служит для фиксации в определенном положении головной шашки 11. Для создания демпфирования собственных колебаний столба газа во внутренней полости заряда и тем самым исключения резонансного горения в камере двигателя, он дополнительно снабжен стабилизатором горения 22, который размещен в канале хвостовой шашки 12 и выполнен в виде жгута 23.

В качестве гибких элементов использован многожильный провод, закрепленный своими концами на сопловом блоке 7 и на промежуточной диафрагме 5 через воспламенительное устройство 3 посредством решетки 6 и выполнен с приведенным диаметром, составляющем 0,5 - 0,3 диаметра канала хвостовой шашки 12.

Для обеспечения одновременного сгорания обеих полузарядов и тем самым повышения полного импульса двигателя и уменьшения его разброса во всем интервале рабочих температур от двигателя к двигателю: площадь свободного прохода газа по заднему торцу хвостового полузаряда S^хв_св = S^хв_св1 + S^хв_св2 составляет 1,50 - 1,35 от площади свободного прохода по заднему торцу головного полузаряда S^го_св^л = S^гол_св1 + S^гол_св2 , а хвостовая шашка 12 выполнена с толщиной горящего свода l_хв, составляющей 1,01 - 0,98 толщины горящего свода l_гол головной шашки 11.

Для обеспечения перетекания газа с наружной поверхности головной шашки 11 в канал или наоборот для выравнивания давления по радиальному сечению камеры сгорания двигателя в нем предусмотрен свободный объем 24, образованный между дном 25 корпуса 1 и передним торцем головной шашки 11, а дожигания несгоревших частиц топлива, пролетевших через хвостовую диафрагму 4, между ней и сопловым блоком 7 предусмотрен предсопловой объем 26.

Ракетный двигатель твердого топлива функционирует следующим образом. При подаче электрического тока на воспламенительное устройство 3, последнее срабатывает и воспламеняет заряд твердого топлива 2 (головную 11 и хвостовую 12 шашки). Образовавшиеся газы истекают в сторону соплового блока 7, срывают контактную крышку 8 и начинается истечение пороховых газов через сопло 20 соплового блока 7, образуя тягу двигателя.

При одновременном горении зарядов твердого топлива 2, образующие газы проходят по каналу хвостовой шашки 12 и возникающие в этом случае акустические колебания благодаря наличию стабилизатора горения 22 гасятся, а собственные колебания столба газа во внутренней полости шашки 12 прекращаются. Благодаря этому резонансное горение в корпусе двигателя исключается во всем интервале рабочих температур.

При изменении приведенного диаметра стабилизатора горения 22 (составляющим 0,15 - 0,3 диаметра канала хвостовой шашки 12) в меньшую или большую сторону ведет к увеличению давления в корпусе двигателя в связи с тем, что происходит снижение эффективности демпфирования собственных колебаний газа в канале хвостовой шашки 12 и уменьшение свободного проходного сечения канала соответственно.

Как показали многочисленные экспериментально-теоретические исследования пороховые шашки 11 и 12 заряда 2 горят параллельными слоями. При достижении определенной толщины горящего свода шашек 11 и 12, последние разрушаются от перепада давления по длине корпуса 1 из-за потери устойчивости.

Для исключения разброса полного импульса и получения стабильного значения его величины необходимо, чтобы разрушение (сгорание) шашек 11 и 12 происходило одновременно.

Это обеспечивается как путем подбора оптимального соотношения толщины горящего свода l_хв хвостовой шашки 12 к толщине горящего свода l_гол головной шашки 11, составляющей (1,01-0,98), так и обеспечения оптимального соотношения площадей свободного прохода газа S^хв_св по заднему торцу хвостового полузаряда 12 и свободного прохода S^го_св^л по заднему торцу головного полузаряда 11, выбранного экспериментальным путем (составляющим в нашем случае 1,50 - 1,35).

Отклонения этих значений в любую сторону ведет к неодновременному разрушению и сгоранию шашек, что приводит к резкому спаду давления и затуханию одной из шашек. Это ведет к разбросу полного импульса и уменьшению его величины и как, следствие, к уменьшению дальности и увеличению разброса характеристик рассеивания снаряда по дальности.

Предлагаемый ракетный двигатель позволяет за счет установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных его узлов и элементов обеспечить работу двигателя во всем диапазоне рабочих температур с максимальным значением полного импульса и оптимальным значением по его разбросу.

На предприятии доработана техническая документация и изготовлены опытные образцы двигателей, которые подвергнуты огневым, стендовым испытаниям, а также натурным стрельбам в составе снаряда.

Испытания подтвердили его надежное функционирование и преимущества в части повышения полного импульса и уменьшении его разброса во всем интервале рабочих температур без существенных конструктивных изменений по сравнению с прототипом.

Полный импульс увеличен на 10 ^oC 12%, а его разброс от двигателя к двигателю практически сведен к нулю.

В настоящее время на предприятии ведутся работы по заключению контакта на передачу технической документации на лицензионной основе на предлагаемый двигатель в одну из стран.

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус включающий головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов (шашек), на наружной поверхности которых установлены сухари, а на торцах - наклейки, воспламенительное устройство, хвостовую и промежуточную диафрагмы, решетку, вкладыш и сопловый блок с контактной крышкой, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен стабилизатором горения, выполненным в виде жгута из гибких элементов, при этом жгут своими концами закреплен на элементах корпуса и размещен в канале хвостового полузаряда, а приведенный диаметр его составляет 0,15 - 0,3 диаметра канала, хвостовой полузаряд выполнен с толщиной горящего свода l · b, составляющей 1,01 - 0,98 толщины горящего свода l головного полузаряда, а площадь свободного прохода газа по заднему торцу хвостового полузаряда S^хв_св составляет 1,50 - 1,35 площади свободного прохода по заднему торцу головного полузаряда S^го_св^л .

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3