Ракетный двигатель твердого топлива

 

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком и размещённый в камере сгорания заряд твердого топлива. Корпус камеры сгорания выполнен коническим, с цилиндрическим участком со стороны соплового блока и переходным коническим участком у переднего дна, сопряжённым радиусом с основным коническим участком корпуса. Заряд твердого топлива скреплен со стенками камеры сгорания. В передней части заряда твёрдого топлива выполнена цилиндроконическая полость, заканчивающаяся цилиндрической горловиной с площадью поперечного сечения, меньшей суммарной площади критического сечения соплового блока. После горловины внутренняя поверхность канала заряда выполнена конической, с расширением в направлении заднего торца. У заднего торца в канале заряда выполнен раструб, заканчивающийся цилиндрическим участком с диаметром, превышающим диаметр критического сечения соплового блока. Изобретение позволит снизить пыледымовые помехи при работе ракетного двигателя твёрдого топлива и повысить энергетические характеристики двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива управляемых реактивных снарядов и может найти применение в противотанковых управляемых ракетах (ПТУР) и зенитных управляемых ракетах (ЗУР).

В настоящее время эффективность комплексов вооружения повышают за счет увеличения скорости полета ракет и сокращения тем самым времени поражения цели. Задача повышения скорости решается за счет повышения энергетических характеристик двигателя. В связи с этим возрастает количество факторов, препятствующих выполнению задачи по поражению цели. Наиболее существенным из них при использовании оптической командной системы управления является повышение задымленности линии визирования цели и оптической командной линии связи.

Известен ракетный двигатель твердого топлива [1], принятый авторами за прототип. Указанный двигатель сдержит камеру сгорания с сопловым блоком и размещенный в ней заряд твердого топлива. В прототипе задача по снижению оптических помех при работе решается за счет уменьшения удельной мощности дымообразования двигателя путем подбора соотношения длины бронированного и небронированного участка заряда и за счет организации застойной зоны над бронированным участком заряда.

Длина бронированного участка заряда и величина зазора между зарядом и стенкой камеры сгорания подбираются так, чтобы обеспечить в застойной зоне над бронированной частью заряда минимальную температуру продуктов сгорания топлива. Величина зазора над небронированной частью заряда и толщина теплозащитного покрытия подбираются так, чтобы обеспечить минимально возможную скорость газового потока в зазоре над небронированной частью заряда, а также снизить вес двигателя за счет изготовления ступенчатой стенки теплозащитного покрытия камеры сгорания при обеспечении заданной надежности двигателя. При этом доля от бронировки и теплозащитного покрытия в дымообразовании двигателя снижается до ~30%, и при соответствующем подборе топлива достигается высокая оптическая прозрачность истекающей из сопла двигателя струи.

Так как мощность дымообразования бронировки и теплозащитного покрытия зависит от температуры и скорости газового потока у поверхности, над бронированным участком заряда организуется застойная зона за счет уплотнения в районе заднего торца.

Однако значительного снижения оптических помех при работе такого ракетного двигателя сложно достичь в связи с тем, что достаточно сложно подобрать такое сочетание топлива, бронепокрытия и теплозащитного покрытия, совместимых между собой по физико-химическим и механическим характеристикам, которое обеспечивало бы одновременно высокую оптическую прозрачность струи, истекающей из ракетного двигателя, и высокие удельные энергетические характеристики. При этом объемная плотность заряжания стартового двигателя малого времени работы с вкладным частично бронированным зарядом практически не может превышать 75%.

Кроме того, снижения оптических помех в известном ракетном двигателе сложно добиться, не уменьшив составляющую дымообразования от воспламенителя. Начальный объем двигателя с вкладным зарядом достаточно велик, и заряд имеет развитую начальную поверхность горения за счет небронированного наружного участка, что требует применения для запуска двигателя навески воспламенителя большой массы, а удельная мощность дымообразования воспламенительных составов на порядок превышает удельную мощность дымообразования топлив, бронепокрытий и материалов теплозащитного покрытия. Это приводит к тому, что запуск двигателя сопровождается мощным дымовым выхлопом от воспламенителя. Так как вкладной заряд имеет развитую начальную поверхность горения, то расход продуктов сгорания воспламенителя, топлива и теплозащитного покрытия в момент запуска, когда скорость снаряда мала, значителен и осуществляется в ограниченный объем, что приводит к высокой концентрации дыма на пусковой установке в районе приборов оптической системы управления. При этом оптические помехи, возникающие непосредственно при работе двигателя, усиливаются за счет поднятия струей с большим расходом пылевого облака. Все это в совокупности приводит к образованию пыледымового облака значительных размеров в непосредственной близости от пусковой установки, которое наряду с созданием оптических помех демаскирует стартовую позицию комплекса и, тем самым, снижает его живучесть.

Увеличение длины бронировки позволяет снизить дымообразование при работе двигателя, однако при этом возрастает время работы, что ведет, в свою очередь, к снижению максимальной скорости ракеты и увеличению полетного времени на максимальную дальность, что недопустимо. Сокращение времени работы в этом случае за счет повышения уровня рабочего давления ведет к увеличению массы двигателя и снижению максимальной скорости ракеты, а также к увеличению расхода продуктов горения топлива, бронировки и теплозащитного покрытия, что ведет к увеличению размеров пыледымового облака и росту помех в оптической линии связи.

Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является снижение оптических помех при работе ракетного двигателя твердого топлива за счет уменьшения геометрических размеров (радиуса) дымового шлейфа, уменьшение демаскирующих факторов (пыледымового облака) при запуске снаряда и снятие ограничений по применяемым материалам теплозащитных покрытий, воспламенителю и топливу.

Поставленная задача достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания с сопловым блоком и размещенным в ней зарядом твердого топлива, в отличие от прототипа, корпус камеры сгорания выполнен коническим, с цилиндрическим участком со стороны соплового блока и переходным коническим участком у переднего дна, который сопряжен радиусом с основным коническим участком корпуса, заряд твердого топлива скреплен со стенками камеры сгорания, в его передней части выполнена цилиндроконическая полость, заканчивающаяся цилиндрической горловиной с площадью поперечного сечения, меньшей суммарной площади критического сечения соплового блока, после горловины внутренняя поверхность канала заряда выполнена конической, с расширением в направлении заднего торца, при этом у заднего торца в канале заряда выполнен раструб, заканчивающийся цилиндрическим участком с диаметром, превышающим диаметр критического сечения соплового блока. Стенка камеры сгорания имеет с максимальную толщину в передней ее части, по длине основного конического участка толщина уменьшается до цилиндрического участка, сопряженного с соплом, на котором опять увеличивается, не превышая при этом толщины в передней части камеры сгорания.

Совокупность конструктивных элементов, их взаимное расположение и наличие оптимальных соотношений геометрических размеров позволяет:

- обеспечить значение коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя не менее 85%;

- обеспечить минимальный начальный объем и минимальную начальную поверхность горения заряда, обеспечивающие устойчивое горение топлива и необходимый для обеспечения заданного профиля скорости ракеты начальный уровень тяги, и тем самым снизить потребную массу воспламенительного состава и уменьшить первичный дымовой выхлоп от воспламенителя;

- за счет того что двигатель благодаря подбору соотношения геометрических размеров камеры сгорания и заряда в течение 0,3-0,5 полного времени работы от момента его включения работает с увеличением в ~2,5-3,0 раза расхода продуктов сгорания топлива за счет увеличения поверхности горения скрепленного со стенками камеры сгорания заряда, уменьшить пылеобразование в районе пусковой установки, а также уменьшить на ~30-50% радиус дымового шлейфа на начальном участке на протяжении всего времени полета ракеты;

- за счет того что в течение 0,3-0,5 времени работы двигателя воздействию продуктов сгорания топлива подвергаются только конструктивные элементы узла воспламенения, соплового блока и не более 10% площади внутренней поверхности камеры сгорания в районе переднего и заднего днищ, уменьшить дымообразование двигателя и снять ряд ограничений по применяемым материалам и мощности дымообразования топлива;

- за счет того что после 0,3-0,5 времени работы двигателя за счет геометрической формы камеры сгорания и канала заряда обеспечивается постоянство поверхности горения заряда и расхода двигателя при увеличении площади внутренней поверхности камеры сгорания, подверженной воздействию газов, не более чем на 20%, обеспечить получение высокого полного импульса тяги двигателя и максимальной скорости снаряда при малом весе конструкции, так как нет необходимости в теплозащитном покрытии большой длины и толщины;

- за счет того что стенка камеры сгорания выполнена переменной толщины по длине, обеспечить минимальную массу двигателя и обеспечить тем самым высокие удельные характеристики двигателя, а также повысить устойчивость двигателя при отделении от снаряда за счет смещения вперед центра масс камеры сгорания;

- благодаря тому что конический корпус двигателя имеет уменьшенное по сравнению с цилиндрическим значение коэффициента аэродинамического сопротивления С_х - повысить конечную скорость снаряда.

Сущность изобретения поясняется фиг.1, на которой представлена конструкция ракетного двигателя. На фиг.2 представлены зависимости расхода ракетного двигателя от времени и изменение скорости снаряда за время работы двигателя. На фиг.3 представлена зависимость радиуса дымового шлейфа от расхода двигателя и скорости снаряда.

Обоснование указанных соотношений расхода представлено на фиг.2 и 3. Уменьшение радиуса дымового шлейфа в 1,3÷1,5 раз достигается за счет снижения в начале работы двигателя при низкой скорости снаряда в 2,0÷3,0 раза расхода продуктов сгорания воспламенителя и топлива, а также за счет уменьшения в суммарной мощности дымообразования доли воспламенителя и теплозащитных покрытий элементов конструкции.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива содержит конический корпус 3, с цилиндрическим участком 4 со стороны соплового блока и переходным коническим участком 1 у переднего дна, который сопряжен радиусом на участке 2 с основным коническим участком корпуса. В передней части заряда выполнена цилиндроконическая полость 5, которая заканчивается цилиндрической горловиной 6. После горловины внутренняя поверхность канала заряда 7 выполнена конической, с расширением в направлении заднего торца, при этом у заднего торца в канале заряда выполнен раструб 8, заканчивающийся цилиндрическим участком 9 с диаметром, превышающим диаметр критического сечения соплового блока. Заряд заливается в камеру сгорания двигателя с установленной в нее формообразующей оснасткой, которая после полимеризации состава извлекается из двигателя.

Камера сгорания с сопловым блоком изготавливается методом “мокрой” намотки из композиционных материалов. Переменная по длине толщина стенки обеспечивается за счет переменной длины кольцевых слоев силовой оболочки, воспринимающих в процессе работы двигателя радиальные нагрузки, и переменного по длине угла намотки спиральных слоев силовой оболочки, воспринимающих в процессе работы двигателя радиальные и осевые нагрузки.

Работа ракетного двигателя твердого топлива в соответствии с предлагаемым изобретением осуществляется следующим образом. После подачи электрического сигнала на воспламенительное устройство происходит срабатывание воспламенителя. Продукты сгорания воспламенителя осуществляют зажжение заряда, горение которого до момента выхода конических участков в передней и задней частях двигателя на внутреннюю поверхность камеры сгорания происходит с постоянным увеличением поверхности, а следовательно, расхода продуктов сгорания. Малая начальная поверхность горения обеспечивает минимально необходимый для схода с пусковой установки расход и уровень тяги, благодаря чему минимизируются радиус дымового шлейфа и пыледымовые помехи, препятствующие нормальному функционированию оптических каналов системы управления.

Так как в начале работы воздействию высокотемпературного газа подвергаются только элементы конструкции воспламенительного устройства и соплового блока, а стенки камеры сгорания защищены зарядом и не участвуют в дымообразовании двигателя, то благодаря этому при изготовлении камеры допускается применение более широкой номенклатуры конструкционных материалов без ограничений по характеристикам дымообразования.

В течение остального времени работы расход и тяга двигателя обеспечиваются постоянными за счет уменьшения длины образующей прогрессивно горящего основного конического участка заряда за счет подгара конических участков в районе радиусного и цилиндрического участков камеры сгорания. Так как к этому моменту снаряд успевает набрать достаточно высокую скорость, радиус дымового шлейфа уменьшается уже за счет увеличения объема, в который осуществляется истечение продуктов сгорания, и поступление с открывшейся поверхности камеры сгорания продуктов сгорания элементов конструкции камеры не приводит к усилению помех в оптической линии связи.

Соотношения геометрических размеров камеры двигателя и заряда подбираются в процессе проектирования двигателя расчетным путем и уточняются в процессе отработки.

Реализация предложенной конструкции позволит снизить оптические (пыледымовые) помехи при работе ракетного двигателя твердого топлива при одновременном повышении его энергетических характеристик и снятии целого ряда ограничений по используемым конструкционным материалам и топливам.

Источники информации

1. Патент RU 2133368, 6 F 02 К 9/08, 20.07.99, бюл. №20 - прототип.

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком и размещенный в ней заряд твердого топлива, отличающийся тем, что корпус камеры сгорания выполнен коническим, с цилиндрическим участком со стороны соплового блока и переходным коническим участком у переднего дна, который сопряжен радиусом с основным коническим участком корпуса, заряд твердого топлива скреплен со стенками камеры сгорания, в его передней части выполнена цилиндроконическая полость, заканчивающаяся цилиндрической горловиной с площадью поперечного сечения, меньшей суммарной площади критического сечения соплового блока, после горловины внутренняя поверхность канала заряда выполнена конической, с расширением в направлении заднего торца, при этом у заднего торца в канале заряда выполнен раструб, заканчивающийся цилиндрическим участком с диаметром, превышающим диаметр критического сечения соплового блока.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что стенка камеры сгорания имеет максимальную толщину в передней ее части, по длине основного конического участка толщина уменьшается до цилиндрического участка, сопряженного с соплом, на котором опять увеличивается, не превышая при этом толщины в передней части камеры сгорания.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3