Ракетный двигатель твердого топлива

 

Двигатель предназначен для применения с зарядами из высокоимпульсных смесевых твердых топлив и для реактивных снарядов с "зоной сплошного поражения". Ракетный двигатель содержит корпус, где установлены секционный заряд твердого топлива, воспламенительное устройство и сопло, включающее сверхзвуковой раструб, вкладыш, входной конус, причем воспламенительное устройство выполнено в виде микродвигателя с перфорированным корпусом, который закреплен на переднем днище корпуса и расположен в звездообразном канале передней секции заряда с зазором с защищаемой изобретением величиной площади проходного сечения. Секционный заряд твердого топлива выполнен с соотношением максимального диаметра звездообразного канала передней секции заряда к максимальному диаметру сужающегося участка канала задней секции заряда, составляющим величину, защищаемую изобретением. Оптимальные соотношения геометрических размеров отдельных узлов и деталей позволяют повысить энергетические характеристики двигателя. 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности к двигателям с зарядами из высокоимпульсных смесевых твердых топлив, прочноскрепленными с корпусом, обладающих стабильными внутрибаллистическими характеристиками и может найти применение в качестве двигателя-движителя вновь разрабатываемых дальнобойных реактивных снарядов с "зоной сплошного поражения".

Обычно применяемые высокоимпульсные смесевые топлива имеют склонность к вибрационному горению в камере двигателя. Это ведет к периодическому изменению давления, что вызывает разброс полных импульсов, давлений и времен работы от двигателя к двигателю и приводит к отрицательным явлениям, влияющим на эффективность залпового огня.

Поэтому, при создании новых ракетных двигателей, одновременно с мероприятиями по увеличению полного импульса тяги, создаваемого двигательной установкой, осуществляются и мероприятия по стабилизации процессов горения зарядов твердого смесевого топлива.

Эти работы в настоящее время ведутся в основном по пути изыскания внутренних резервов, улучшающих тактико-технические характеристики систем (ТТХ) без существенных конструктивных изменений.

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

Хорошо известно, что поражающаяся эффективность залпового огня увеличивается с уменьшением рассеивания снарядов, которое складывается из отклонений снаряда по дальности и направлению.

Указанные отклонении в значительной степени зависят от конструктивных особенностей снаряда и пусковой установки, в частности, боковое отклонение от величины эксцентриситета реактивной силы, угловой скорости снаряда, получаемой при движении по направляющей и траектории, а также от возмущений снаряда, получаемых при сходе последних с направляющей.

Последние зависят от характеристик жесткости пусковой установки и боевой машины, характера приложения возмущающих сил при движении снаряда по направляющей, темпа запуска, порядка запуска и других факторов.

Что касается отклонения снарядов по дальности, то помимо перечисленных (влияющих в меньшей степени), основным фактором является разброс скорости снарядов в залпе в конце активного участка траектории. Это зависит от разброса внутрибаллистических характеристик двигателей в залпе и объясняется разбросом полного импульса двигателей снарядов, а также их давлений, времен прохождения по направляющей от двигателя к двигателю, т.е. стабильностью внутрибаллистических характеристик двигателей в залпе, которая зависит от многих факторов, особенно от конструктивной оптимальности узлов и деталей двигателя, а также их соотношений геометрических размеров.

В настоящее время одной из главных задач по повышению эффективности залпового огня является снижение отклонений снарядов по дальности, которая в основном зависит от конструкции ракетного двигателя.

Поэтому необходимо создавать двигатель с высокой степенью заполнения камеры топливом, т.е. с повышенными энергетическими характеристиками (заряд из высокоимпульсного смесевого твердого топлива), в котором были бы стабильны внутрибаллистические характеристики, т.е. разброс полных импульсов, давлений, времен работы и прохождения по направляющей от двигателя к двигателю был бы минимальным и практически равнялся бы нулю.

Это можно достичь за счет установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных узлов и деталей двигателя, их иным конструктивным исполнением, а также иным их размещением и более жесткими допусками на геометрические размеры пороховых зарядов, их вес, а также составные части смеси порохового заряда.

Проведенные экспериментально-теоретические исследования по дальнейшей оптимизации конструкции одного из двигателей дали положительные результаты с точки зрения повышения стабильности его внутрибаллистических характеристик.

Так, известен ракетный двигатель твердого топлива с диафрагмами в заряде (пат. США 3795106, МКИ F 02 K 9/04), принятый за прототип. Он содержит корпус, в котором установлено воспламенительное устройство, сопло включающее сверхзвуковой раструб, вкладыш и заряд, состоящий из ряда секций, между которыми установлены диафрагмы, имеющие одно центральное или несколько распределенных по всей поверхности диафрагмы отверстий.

Функционирует он следующим образом.

При работе двигателя продукты сгорания твердого топлива заряда движутся по газовому тракту двигателя, при этом в заряде на каждой из диафрагм образуется некоторый перепад давления, оказывающий сильное демпфирующее действие на низкочастотные колебания в двигателе.

Кроме того, применение описанной конструкции двигателя, в сравнении с изобретением, приводит к увеличению потерь полного давления, разбросам полных импульсов, давлений и времен работы от двигателя к двигателю при неудовлетворительном гашении колебаний давления при возникновении нестабильного горения в двигателе.

Кроме того, по мере выгорания заряда между постоянными диаметрами диафрагм и увеличивающимися диаметрами каналов заряда образуется постоянно увеличивающийся перепад высот, и за выступающими в канал диафрагмами развиваются рециркуляционные зоны, интенсивность которых к концу горения заряда увеличивается (увеличивается перепад высот между каналом диафрагмы и каналом заряда).

Скорость потока в рециркуляционной зоне повышается по сравнению со скоростью газа в канале, что приводит к увеличению скорости горения (в пределе-к эрозионному горению), и соответственно, к повышению давления в камере сгорания, что ведет к обнажению стенки корпуса двигателя за диафрагмами и более длительному, соответственно, огневому воздействию высокотемпературного потока продуктов сгорания на стенку в этом месте.

Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка двигателя, обеспечивающего, при приемлемой плотности заряжения, эффективное гашение колебаний давления при возникновении нестабильного горения в двигателе без предъявления к нему требований по стабильности внутрибаллистических характеристик.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие корпуса, воспламенителя, сопла со сверхзвуковым раструбом, вкладышем и секционного заряда твердого топлива. Для снижения разброса внутрибаллистических характеристик от двигателя к двигателю обычно применяют в последних пороховые заряды с более жесткими допусками на их геометрические размеры, вес и составные части смеси порохового заряда.

В отличие от прототипа, в предлагаемом авторами ракетном двигателе воспламенительное устройство выполнено в виде твердо-топливного микродвигателя с перфорированным корпусом, который установлен на переднем днище корпуса и расположен в звездообразном канале передней секции заряда с зазором, с площадью проходного сечения, составляющего (0,3 - 0,35) D², а секционный заряд твердого топлива выполнен о соотношением максимального диаметра звездообразного канала передней секции заряда к максимальному диаметру сужающегося участка канала задней секции заряда составляющим 0,7... 0,85, где D - диаметр перфорированного корпуса микродвигателя.

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

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

Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего стабильность внутрибаллистических характеристик, т.е. разброс полного импульса, давления, времен работы и прохождения по направляющей от двигателя к двигателю у которого был бы минимальным и практически приближался бы к нулю.

Новая совокупность конструктивных элементов, форма их выполнения и взаимное расположение, а также наличие оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных узлов и деталей предлагаемого. двигателя, позволяют, в частности, за счет выполнения: - воспламенительного устройства в виде твердотопливного микродвигателя с перфорированным корпусом, а также закрепление его на переднем днище корпуса и размещение в звездообразном канале передней секции заряда с зазором, с площадью проходного сечения, составляющий (0,3 - 0,35) D² - уменьшить на 25. .30% разброс внутрибаллистических характеристик двигателя (времени выхода на режим, полного времени работы двигателя, полного импульса и давления от минуса к плюсу) и снизить массовые и энергетические характеристики самого воспламенительного устройства ~ 2 раза, - секционного заряда твердого топлива с соотношением максимального диаметра звездообразного канала передней секции заряда к максимальному диаметру сужающегося участка канала задней секции заряда, составляющим 0,7...0,85 - исключить взаимодействие продуктов сгорания, истекающих из "лучей" канала заряда передней секции, с торцевой поверхностью заряда задней секции, и тем самым, исключить возможность деформирования канала заряда задней секции и рост давления.

Все это в совокупности позволит исключить разброс внутрибаллистических характеристик, а разброс полных импульсов, давлений, времен работы и прохождения по направляющей от двигателя к двигателю практически свести к нулю.

Сущность изобретения заключается в том, что ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, в котором установлены секционный заряд твердого топлива, воспламенительное устройство и сопло, включающее сверхзвуковой раструб, вкладыш в отличие от прототипа, согласно изобретению, двигатель содержит входной конус, образованный двумя коническими участками, воспламенительное устройство его выполнено в виде твердотопливного микродвигателя с перфорированным корпусом, который закреплен на переднем днище корпуса и расположен в звездообразном канале передней секции заряда с зазором, с площадью проходного сечения, составляющей (0,3...0,35) D², а секционный заряд твердого топлива выполнен с соотношением максимального диаметра звездообразного канала передней секции, заряда к максимальному диаметру сужающегося участка канала задней секции заряда, составляющим 0,7...0,85 где D - диаметр перфорированного корпуса микродвигателя.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен общий вид предлагаемого ракетного двигателя, на фиг. 2 - трубка траектории полета с предлагаемым двигателем "A"(X₃-X₄).

Предлагаемый ракетный двигатель содержит дно 1, корпус 2, в котором установлен секционный заряд твердого топлива 3, воспламенительное устройство 4 и сопло 5.

Секционный заряд твердого топлива 3 состоит из двух секций 6 и 7, представляющих собой головную 8 и хвостовую 9 трубы с залитым в них смесевым твердым топливом 10.

Для уменьшения напряжений, возникающих в заряде 3, присущих в рабочем диапазоне температур +50^oC на концевых участках секций 6 и 7 установлены раскрепляющие манжеты 11.

В секциях 6 и 7 заряда твердого топлива 3 выполнены центральные внутренние каналы 12 и 13, в передней секции 6 канал 12 имеет в сечении форму пятилучевой звезды 14, а в задней 7 канал 13 имеет ступенчатую цилиндрическую форму 15 с сужающимся участком 16.

Сопло 5 включает в себя сверхзвуковой раструб 17, вкладыш 18, и образованный двумя коническими участками 19 и 20 входной конус 21. Воспламенительное устройство 4 выполнено в виде твердотопливного микродвигателя 22.

Для уменьшения времени задержки воспламенения заряда твердого топлива 3, корпус 23 его выполнен перфорированным, а сам двигатель 22 закреплен на переднем днище 1 корпуса 2 и размещен в канале 12 с формой пятилучевой звезды 14 передней секции 6 с зазором, площадью проходного сечения, составляющей (0,3..0,35) D², где D - диаметр перфорированного корпуса микродвигателя.

Для исключения взаимодействия продуктов сгорания, истекающих из лучей 14 канала 12 передней секции 6, с торцевой поверхностью топлива 10 задней секции 7 и тем самым, исключения возможности деформирования канала 13 задней секции 7 и роста давления в двигателе, канал 12 с формой пятилучевой звезды 14 заряд 3 передней секции 6 выполнен с максимальным диаметром, составляющим 0,7. ..0,85 максимального диаметра сужающегося участка 16 канала 13 заряда 3 задней секции 7.

Для обеспечения тепловой защиты дна 1, корпуса 2, стыков труб 8 и 9, входного конуса 21 и раструба 17 сопла 5 между ними установлены демпфирующие кольца 24, выполненные из полиуритана.

Вышеописанный ракетный двигатель твердого топлива функционирует следующим образом.

При подаче электрического импульса на воспламенительное устройство 4, последнее срабатывает, воспламеняет пороховой заряд твердого топлива 3 и начинается истечение пороховых газов через сопло.

При истечении продуктов сгорания заряда 3 на демпфирующих кольцах 24 происходит местное торможение в целом ускоряющегося потока, сопровождающееся подъемом статического давления, и некоторыми потерями полного давления и поглощением акустической энергии, чем обеспечивается демпфирование колебаний.

В заключительный период горения заряда 3, высокочастотные колебания гасятся раскрепляющимися манжетами 11 и продукты сгорания попадают в входной конус 21 сопла 5.

Продукты сгорания (газ и конденсированная фаза) попав во входной конус 21 сопла 5 ускоряются в первом коническом участке 19. Как в обычном сопле, скорость газа в конце участка 19 становится околозвуковой и значительно превосходит скорость твердых частиц окислов металлов топлива.

Из-за большой разницы скоростей газа и конденсированной фазы в начале участка 20 твердые частицы под действием аэродинамических сил резко ускоряются и достигают в критическом сечении вкладыша 18 скорости, равной 0,6-0,8 скорости газового потока и ускоряясь в сверхзвуковом раструбе 17 сгорают, а продукты сгорания истекают из сопла.

В случае превышения диаметра пятилучевой звезды 14 канала 12 заряда 3 передней секции 0,85 максимального диаметра сужающегося участка 16 канала 13 заряда 3 задней секции 7, взаимодействия потока, истекающего из канала 12, с торцом заряда 3 задней секции 7 вследствие расширения потока, не исключается и следовательно, не исключаются деформации канала 13 заряда 3 задней секции 7 и, соответственно, рост давления и нестабильность внутрибаллистических характеристик.

Если же лучи 14 канала 12 заряда 3 передней секции 6 выполнены с диаметром, меньшим 0,7 максимального диаметра сужающегося участка 16 канала 13 заряда 3 задней секции 7, между потоком, истекающим из канала 12, и поверхностью сужающегося участка 16, будут возникать обратные токи, обусловленные образующимся дополнительным свободным объемом между потоком и поверхностью, развивающиеся в ложные рециркуляционные зоны, увеличивающие теплоподвод к поверхности смесевого топлива 10 и его скорость горения, что в свою очередь, будет вызывать нерасчетный рост давления.

Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением позволит резко снизить время задержки воспламенения, обеспечить исключение обратных токов и развитие рециркуляционных зон с интенсивной турбулентностью (эрозионное горение), исключить возникновение деформаций канала задней секции заряда, а также нерасчетный рост давления газов в камере сгорания и тем самым резко повысить его надежную работу и стабильность внутрибаллистических характеристик двигателя, т. е. разброс полных импульсов, давлений, времен работы и прохождения по направляющей в залпе от двигателя к двигателю практически приблизить к нулю.

Указанный эффект подтвержден огневыми стендовыми и летными испытаниями опытных образцов ракетных двигателей, изготовленных в соответствии с предлагаемым изобретением.

В настоящее время ведется доработка по результатам испытаний рабочей конструкторской документации, после чего намечается изготовление опытной партии и проведение летных испытаний.

Применение изобретения позволит создать новый двигатель со стабильными внутрибаллистическими характеристиками, разброс которых от двигателя к двигателю практически будет приближен к нулю.

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, в котором установлены секционный заряд твердого топлива, воспламенительное устройство и сопло, включающее сверхзвуковой раструб, вкладыш, отличающийся тем, что двигатель содержит входной конус, образованный двумя коническими участками, а воспламенительное устройство его выполнено в виде твердотопливного микродвигателя с перфорированным корпусом, который закреплен на переднем днище корпуса и расположен в звездообразном канале передней секции заряда с зазором, с площадью проходного сечения, составляющей (0,3 - 0,35)Д² , а секционный заряд твердого топлива выполнен с соотношением максимального диаметра звездообразного канала передней секции заряда к максимальному диаметру сужающегося канала задней секции заряда, составляющим 0,7 - 0,85, где Д - диаметр перфорированного корпуса микродвигателя.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2