Ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с изменяемым в полете значением суммарного импульса тяги. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, заряд твердого ракетного топлива, сопло и переднюю крышку, размещенную в равном ей по радиусу отверстии переднего днища корпуса. Передняя крышка выполнена в виде поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в отверстии переднего днища корпуса ракетного двигателя, зафиксирована относительно корпуса стопорным устройством и снабжена узлом передачи тяги. Радиус разгрузки отверстия переднего днища больше радиуса разгрузки сопла. Изобретение позволяет уменьшить габариты и массу ракетного двигателя твердого топлива, а также упростить его конструкцию и повысить надежность. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с изменяемым в полете значением суммарного импульса тяги, сообщаемого ракете (полезной нагрузке).

Известен [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., с.167, рис.3.4] РДТТ, снабженный узлом отсечки тяги. Узел отсечки тяги выполнен в виде вскрываемых по команде сопел противотяги. Реализация этого РДТТ возможна при умеренном значении тяги (т.е. при умеренных размерах маршевого сопла и его критического сечения), когда сопла противотяги свободно компонуются на переднем (или заднем) днище двигателя. В случае когда требуется большая тяга (большой расход продуктов сгорания), поперечные размеры маршевого сопла приближаются к размерам днищ двигателя. На фиг.4 показано, как в РДТТ компонуются (точнее, не компонуются) сопла противотяги, задача которых -создавать тягу, превышающую тягу от маршевого сопла. Габариты и масса РДТТ существенно возрастают.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является «тянущий» двигатель ракеты 3М2 «Ладога» [там же, с.165, рис.3.1]. «Тянущий» двигатель установлен спереди ракеты и связан с ней стопорным устройством. Сопла расположены по окружности заднего шпангоута и направлены под углом к оси ракеты. При отсечке тяги (срабатывании стопорного устройства) исчезает связь ракеты с двигателем, и он улетает вперед. Компоновочная схема «тянущего» двигателя сложна и обуславливает его низкое энергомассовое совершенство. Если необходима большая тяговооруженность «тянущего» двигателя, компоновка такого РДТТ становится абсурдной ввиду больших потребных размеров сопел.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение габаритов РДТТ, его массы, упрощение конструкции и повышение надежности.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива (РДТТ), состоящем из корпуса, заряда твердого ракетного топлива, сопла и передней крышки, размещенной в равном ей по диаметру отверстии переднего днища корпуса, передняя крышка выполнена в виде поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в отверстии переднего днища корпуса РДТТ, и зафиксирована относительно корпуса стопорным устройством. Радиус разгрузки отверстия больше радиуса разгрузки сопла

(где J - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через сопло;

αА- расходный коэффициент;

r_кр - радиус критического сечения сопла

r_отв - радиус отверстия;

J_отв - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через отверстие).

Передняя крышка снабжена узлом передачи тяги. На наружной поверхности переднего днища корпуса РДТТ соосно отверстию может быть установлен раструб. Радиус отверстия r_отв (и передней крышки) может быть больше диаметра разгрузки сопла Разница между проходной площадью отверстия F_отв и частным от деления силы тяги R РДТТ на давление Р_к в корпусе работающего РДТТ может быть меньше или равна удвоенному значению силы трения f_тр между корпусом и передней крышкой, деленному на это же давление Р_к

(F_отв-R/P_к)≤2f_тр/Р_к

(где F_отв - проходная площадь отверстия переднего днища корпуса;

R - сила тяги РДТТ;

Р_к - давление продуктов сгорания в корпусе работающего РДТТ;

f_тр - силы трения между корпусом и передней крышкой).

Уточним понятия, используемые в изобретении.

Радиус (диаметр) разгрузки сопла - радиус (диаметр) участка сопла или заднего днища корпуса РДТТ, на который результирующая сила от давления в корпусе работающего РДТТ уравновешивается осевой газодинамической силой, приложенной к соплу [Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. Л.Н.Лаврова. - М.: Машиностроение, 1993. - 215 с., ил., с.85, второй абзац]. Результирующая сила от давления в корпусе работающего РДТТ, приложенного к участку переднего днища с радиусом разгрузки ρ_с, равна силе тяги R двигателя:

где Р_к - давление в корпусе работающего РДТТ.

С другой стороны, тяга РДТТ [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., с.24] определяется соотношением

где J - удельный импульс тяги;

G - расход продуктов сгорания;

αА- расходный коэффициент;

F_кр- площадь критического сечения сопла;

r_кр - радиус критического сечения сопла.

Подставляя (1) в (2), получим выражение для определения радиуса разгрузки ρ_с:

Отношение площади круга с радиусом разгрузки (3) к площади круга с радиусом критического сечения равно коэффициенту тяги K_R [В.Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин. Теория ракетных двигателей, 2-е издание. М.: Машиностроение, 1969, с.61]

где β=1/αА - расходный комплекс.

Коэффициент тяги K_R показывает, какая часть тяги двигателя создается соплом по сравнению с силой от давления в корпусе работающего РДТТ, действующей на неуравновешенную (напротив которой расположено отверстие (сопло), т.е. нет стенки заднего днища) часть переднего днища. Сопло состоит из дозвуковой и сверхзвуковой (расширяющейся) частей, каждая из которых создает какую-то часть тяги. Соответственно, коэффициент тяги K_R простого отверстия (т.е. сопла без расширяющейся части) больше единицы примерно на 20%. Радиус разгрузки ρ_отв определяется соотношением, аналогичным зависимости (3):

где r_отв - радиус отверстия;

J_отв - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через отверстие. Если отверстие снабжено раструбом, то удельный импульс отверстия будет соответственно выше.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемом РДТТ практически отсутствуют (за исключением компактного стопорного устройства) специальные устройства отсечки тяги. Их заменяют центральное отверстие в переднем днище корпуса и передняя крышка (т.е. элементы, присутствующие в любом РДТТ). Предложенная изобретением конструкция РДТТ имеет минимальные габариты и массу как по причине отсутствия дополнительных тяжелых и громоздких устройств, так и вследствие того, что обеспечивает возможность использования органопластикового корпуса РДТТ (который имеет центральные полюсные отверстия). Именно органопластиковые корпусы характеризуются минимальной массой конструкции. «Полезная» (т.е. разгоняющая не сам РДТТ, а то, что находится спереди (полезную нагрузку ракеты)) часть тяги РДТТ (или, в стендовых условиях, вся тяга) передается на полезную нагрузку ракеты (т.е. ракету за исключением рассматриваемого РДТТ) полностью через переднюю крышку в том случае, если радиус передней крышки больше радиуса разгрузки сопла (3). Рассуждения начнем именно с этого случая, обозначенного в формуле изобретения зависимым (т.е. «необязательным») третьим пунктом, подразумевая массу полезной нагрузки ракеты бесконечно большой. Отметим, что если бы передняя крышка имела радиус, меньший радиуса разгрузки сопла (3), то тяга РДТТ (по крайней мере, в стендовых условиях) передавалась бы частично через переднюю крышку, частично через переднее днище корпуса РДТТ. В этом случае при снятии жесткой связи передней крышки с корпусом РДТТ передняя крышка не сдвинулась бы с места, т.к. оставалась бы прижатой к полезной нагрузке ракеты силой, равной части тяги, приложенной к переднему днищу корпуса РДТТ. В предложенном РДТТ после снятия жесткой связи между корпусом РДТТ и передней крышкой на полезную нагрузку ракеты действует сила, направленная вперед и превышающая тягу РДТТ на величину произведения давления в корпусе работающего РДТТ на площадь кольца, образованного радиусом передней крышки и радиусом разгрузки сопла. На РДТТ действует результирующая сила, направленная назад, величина которой определяется разностью силы от давления в корпусе работающего РДТТ, действующего на переднюю крышку, и тяги РДТТ. В результате происходит движение работающего РДТТ по передней крышке, выполненной в виде поршня. Поршень выступает в роли толкателя, отталкивающего полезную нагрузку ракеты. При этом (применительно к условиям полета) на полезную нагрузку ракеты практически не действуют перегрузки, превышающие допустимые значения. Осевая перегрузка ракеты (перед срабатыванием стопорного устройства) меньше максимального (т.е. допустимого) значения. Это объясняется тем, что текущая масса ракеты с установленным на нее работающим РДТТ больше ее конечного (минимального) значения (соответствующего максимальной перегрузке) на величину не выгоревшего (на момент отделения РДТТ) топлива. В момент разделения сила на переднюю крышку незначительно (на 5÷10%, т.е. на столько, чтобы преодолеть силу трения в узле герметизации передней крышки) превышает силу тяги РДТТ. Т.к. увеличенное (на 5÷10%) усилие толкает утяжеленную (на величину не выгоревшего топлива) ракету, ее осевая перегрузка остается на приемлемом уровне. После выхода поршня-крышки из корпуса РДТТ (разгерметизации передней крышки) сила, приложенная к полезной нагрузке ракеты, исчезает. Направленная назад результирующая сила, приложенная к отделившемуся РДТТ, сохраняется, меняется лишь ее природа. Истекающие через образовавшееся отверстие в переднем днище корпуса РДТТ продукты сгорания образуют реактивную силу, превышающую текущее значение тяги от основного сопла вследствие того, что радиус отверстия в переднем днище превышает (по третьему пункту формулы изобретения) радиус разгрузки сопла (3). Раструб, установленный на переднем днище, увеличивает реактивную силу. Наличие раструба (в рассматриваемом случае) необязательно (тяга от отверстия без раструба вследствие большого радиуса отверстия уже превышает тягу от сопла). Раструб лишь ускоряет отход отделившегося РДТТ от полезной нагрузки ракеты. Отметим, что «полезная» часть тяги, передающаяся на полезную нагрузку ракеты в полете, меньше тяги РДТТ, т.к. тяга РДТТ разгоняет не только полезную нагрузку ракеты определенной массы, но и сам работающий РДТТ. В условиях наземных огневых стендовых испытаний РДТТ на полезную нагрузку ракеты (точнее, стапель, ее заменяющий) тяга неподвижного РДТТ передается полностью. Условие превышения радиуса передней крышки над радиусом разгрузки сопла (3) в полете ракеты является несколько избыточным (поэтому в первом пункте формулы изобретения оно отсутствует), но необходимым в условиях наземных огневых стендовых испытаний РДТТ (включая отработку процесса его отделения). Данные рассуждения, объясняющие третий пункт формулы изобретения, справедливы для наиболее типичного случая, когда масса отделяемой части РДТТ сопоставима или меньше суммарной массы полезной нагрузки ракеты, включающей переходный (межступенчатый) отсек передней крышки. Приведенное сравнение по массам составных частей ракеты является условным и выбрано из следующих соображений. При отделении «пустого» (без заряда) РДТТ тяга делится пополам между полезной нагрузкой ракеты и «пустым» РДТТ. С учетом того что отделять «пустой» РДТТ бессмысленно (в нем должно оставаться сколько-то топлива), на полезную нагрузку ракеты в момент разделения передается усилие, составляющее менее половины силы тяги РДТТ. Если ракета состоит из тяжелого РДТТ и сверхлегкой полезной нагрузки (включающей переходный (межступенчатый) отсек передней крышки), то тяга РДТТ будет разгонять, прежде всего, массу самого двигателя. Только незначительная часть тяги будет использована для разгона сверхлегкой полезной нагрузки ракеты. Потребный радиус передней крышки в этом случае может быть меньше радиуса разгрузки (3) сопла (см. первый пункт формулы изобретения). Наземная отработка такого РДТТ несколько усложнится. Стремление снизить радиус передней крышки объяснимо с точки зрения уменьшения осевой перегрузки ракеты при отделении, а также для снижения массы РДТТ. Для отталкивания тяжелого РДТТ от сверхлегкой полезной нагрузки ракеты радиус передней крышки можно было бы уменьшить в несколько раз. Однако с учетом необходимости (для отхода от полезной нагрузки ракеты) последующего газодинамического торможения РДТТ после его отталкивания радиус разгрузки (5) отверстия в переднем днище должен быть больше радиуса разгрузки (3) сопла. Понятно, что наличие раструба в этом случае практически обязательно, т.к. без раструба значение радиуса разгрузки отверстия приблизилось бы к значению радиуса передней крышки, т.е. результирующая сила, приложенная к оттолкнувшемуся РДТТ, не тормозила бы его, а наоборот, разгоняла. Четвертый пункт формулы изобретения ограничивает максимальный радиус передней крышки. Примем, что отталкивающая РДТТ сила (Р_кF_отв - R) должна превышать силу трения f_тр не более чем в два раза (подразумевается, что сила трения определяется с двукратной погрешностью). Таким образом, условие ограничения максимального радиуса отверстия выглядит следующим образом:

где F_отв - проходная площадь отверстия (с радиусом r_отв) переднего днища корпуса;

R - сила тяги РДТТ;

P_к - давление продуктов сгорания в корпусе работающего РДТТ;

f_тр - силы трения между корпусом (образующей поверхностью отверстия) и передней крышкой.

Изменение в полете значения суммарного импульса тяги РДТТ (сообщаемого ракете) обеспечивается простым снятием жесткой связи между корпусом РДТТ и его передней крышкой (срабатыванием стопорного устройства). Простота предложенной конструкции обеспечивает повышение ее надежности.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующими чертежами:

на фиг.1 показан ракетный двигатель твердого топлива в исходном состоянии (и в состоянии работы РДТТ на режиме создания тяги);

на фиг.2 показан ракетный двигатель твердого топлива в процессе отталкивания РДТТ от полезной нагрузки ракеты (точнее, в конечный момент отталкивания);

на фиг.3 показаны РДТТ и полезная нагрузка ракеты, когда тяга на полезную нагрузку ракеты уже не действует. Отделившийся РДТТ (вследствие своего торможения на режиме небольшой отрицательной тяги) отходит от полезной нагрузки ракеты;

на фиг.4 показана схема, иллюстрирующая проблематичность компоновки в ракете РДТТ с обычными соплами противотяги, имеющего большую тяговооруженность.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) 1 содержит корпус 2, сопло 3, переднюю крышку 4. Передняя крышка 4 выполнена в виде поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в отверстии 5, выполненном (фиг.2 и 3) в переднем днище 6 корпуса 2 РДТТ 1. Передняя крышка 4 зафиксирована относительно корпуса 2 стопорным устройством 7. На наружной поверхности переднего днища 6 корпуса 2 соосно отверстию 5 установлен раструб 8. Радиус разгрузки отверстия 5 (с учетом раструба 8), определяемый выражением (5), или радиус отверстия 5 (передней крышки 4) больше радиуса разгрузки сопла 3, определяемого выражением (3). Несмотря на «необязательность» (в формуле изобретения сформулировано зависимым третьим пунктом) более универсальным (с точки зрения работоспособности устройства и простоты его наземной отработки) является именно это условие, т.е. условие превышения радиуса передней крышки 4 над радиусом разгрузки сопла 3. Радиус разгрузки (3) сопла 3 в зависимости от применяемого топлива и степени расширения сопла 3 превышает радиус критического сечения сопла 3 в ~1,1÷1,4 раза. РДТТ 1 снаряжен зарядом 9 твердого ракетного топлива и воспламенителем 10, установленным, например, на передней крышке 4. Ракетное топливо заряда 9 характеризуется расходным коэффициентом αА, который определяется для каждой марки топлива. Данный коэффициент может быть определен термодинамическим расчетом, исходными данными для которого является химический состав топлива, а также может быть определен экспериментально. Передняя крышка 4 снабжена узлом 11 передачи тяги. При описании работы устройства под РДТТ 1 будем понимать как полностью снаряженный двигатель (включающий переднюю крышку 4), так и его отделяемую часть (т.е. двигатель без передней крышки 4). Полезная нагрузка 12 ракеты содержит переходный (межступенчатый) отсек 13. Переходный (межступенчатый) отсек 13 может быть снабжен устройством 14 его отделения. Переходный (межступенчатый) отсек 13 закреплен на передней крышке 4 РДТТ 1 посредством узла 11 передачи тяги.

Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ 1 производится посредством срабатывания воспламенителя 10, воспламеняющего заряд 9, Воспламенитель 10 (фиг.1) в процессе срабатывания сгорает, поэтому на фиг.2 и 3 он не показан. При своей работе РДТТ 1 создает тягу, «полезная» часть которой от РДТТ 1 передается на полезную нагрузку 12 ракеты через переходный (межступенчатый) отсек 13 и узел 11 передачи тяги, выполненный на передней крышке 4. На переднюю крышку 4 действует выталкивающая сила от давления в корпусе работающего РДТТ. Эта сила превышает «полезную» часть силы тяги РДТТ 1 благодаря тому, что радиус передней крышки 4 больше радиуса разгрузки сопла 3 (определяемого выражением (3)). Если масса полезной нагрузки 12 ракеты и соответственно передаваемая на нее в полете сила настолько мала, что радиус передней крышки 4 может быть меньше радиуса разгрузки сопла 3 (определяемого выражением (3)), то и в этом случае выталкивающая сила превышает «полезную» часть силы тяги РДТТ 1. Разница между силой от давления в корпусе работающего РДТТ, действующего на переднюю крышку 4, и частью тяги, передающейся на переходный (межступенчатый) отсек 13, воспринимается стопорным устройством 7, фиксирующим переднюю крышку 4 на корпусе 2 РДТТ 1. Благодаря стопорному устройству 7 сохраняется целостность ракеты (и РДТТ) в полете. При наборе потребного значения суммарного импульса тяги подается команда на стопорное устройство 7, и происходит снятие жесткой связи между переходным (межступенчатым) отсеком 13 и работающим РДТТ 1. Под действием ранее описанных сил начинается движение РДТТ 1 по передней крышке 4, выполненной в виде поршня (фиг.2). Отталкивание РДТТ 1 происходит до момента выхода передней крышки 4 из отверстия 5. После этого выталкивающая сила от давления в корпусе работающего РДТТ, приложенная к передней крышке 4, быстро спадает до нуля - происходит обнуление «полезной» части силы тяги РДТТ 1. Направленная назад результирующая сила, приложенная к отделившемуся РДТТ 1, сохраняется, меняется лишь ее природа. Истекающие через отверстие 5 в переднем днище 6 корпуса 2 РДТТ 1 продукты сгорания образуют реактивную силу, превышающую текущее значение тяги от основного сопла 3. Превышение тяги отверстия 5 над тягой сопла 3 объясняется тем, что радиус отверстия 5 (или, по крайней мере, радиус разгрузки (5) отверстия 5) в переднем днище 6 превышает радиус разгрузки сопла 3 (выражение (3)). Тормозящийся РДТТ 1 отходит от равномерно движущейся в данный момент полезной нагрузки 12 ракеты на безопасное расстояние. На устройство 14 отделения подается команда, в результате которой переходный (межступенчатый) отсек 13 отделяется от ракеты. После отделения отсека 13 обеспечивается, например, возможность запуска двигателя следующей ступени ракеты. Далее ракета выполняет свои задачи по программе полета.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран «тянущий» двигатель ракеты 3М2 «Ладога» [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе/ В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., с.165, рис.3.1], заключается в уменьшении габаритов РДТТ, его массы, упрощении конструкции и повышении надежности.

1. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), состоящий из корпуса, заряда твердого ракетного топлива, сопла и передней крышки, размещенной в равном ей по радиусу отверстии переднего днища корпуса, отличающийся тем, что передняя крышка выполнена в виде поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в отверстии переднего днища корпуса РДТТ, и зафиксирована относительно корпуса стопорным устройством, при этом радиус разгрузки отверстия ρ_отв больше радиуса разгрузки сопла ρ_с
где J - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через сопло;
αА - расходный коэффициент;
r_кр - радиус критического сечения сопла;
r_отв - радиус отверстия;
J_отв - удельный импульс тяги, образованной при истечении продуктов сгорания через отверстие,
причем передняя крышка снабжена узлом передачи тяги.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что на наружной поверхности переднего днища корпуса РДТТ соосно отверстию установлен раструб.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что радиус отверстия r_отв (и передней крышки) больше радиуса разгрузки сопла ρ_c .

4. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что разница между проходной площадью отверстия F_отв и частным от деления силы тяги R РДТТ, на давление Р_к в корпусе работающего РДТТ, меньше или равна удвоенному значению силы трения f_тр между корпусом и передней крышкой, деленному на это же давление Р_к
(F_отв-R/P_к)≤2f_тр/Р_к,
где F_отв - проходная площадь отверстия переднего днища корпуса;
R - сила тяги РДТТ;
Р_к - давление продуктов сгорания в корпусе работающего РДТТ;
f_тр - силы трения между корпусом и передней крышкой.