Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты)



Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты)
Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты)

 


Владельцы патента RU 2428579:

Государственный научный центр Российской Федерации - Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания и скрепленное с ней утопленное поворотное управляющее сопло с теплозащитным покрытием. Заряд состоит из двух частей, разделенных перегородкой, при этом большая часть заряда, расположенная между передним днищем и перегородкой, изготовлена из высокотемпературного топлива, а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного медленногорящего топлива. Меньшая часть заряда имеет профилированную поверхность, обеспечивающую близкий к постоянному расход продуктов сгорания. В одном из вариантов ракетного двигателя перегородка выполнена в виде диска с отбортовкой по центральному отверстию в нем. Внутренняя поверхность отбортовки охватывает лобовую точку сопла с обеспечением кольцевого зазора, величина которого в процессе поворота сопла остается постоянной. В другом варианте между перегородкой и соплом на входной части сопла на ребрах установлено кольцо, внутренняя поверхность которого охватывает лобовую точку сопла с зазором, размер которого остается постоянным при повороте сопла. Наружная поверхность кольца имеет сферическую форму с центром, совпадающим с центром вращения поворотного сопла, и образует совместно с перегородкой сферический шарнир. Изобретение позволяет обеспечить надежную и стабильную тепловую защиту сопла ракетного двигателя, а также снизить массу последнего. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) различного назначения.

Одним из способов повышения эффективности работы РДТТ является использование надежных органов управления (ОУ). К таким ОУ относятся поворотные управляющие сопла (ПУС). Так как ПУС функционирует с момента запуска и до окончания работы двигателя, особое внимание уделяется сохранению его оптимальных геометрических характеристик, что особенно актуально с учетом современной тенденции к использованию высокотемпературных ракетных топлив с температурой горения ≥4000 K.

Такой уровень температуры в камере сгорания требует использования нового класса теплозащитных и эрозионно-стойких материалов, защищающих конструкцию РДТТ от воздействия продуктов сгорания. При температуре ~4000 K и при давлении ~100 кГс/см2, характерном для современных двигательных установок, углерод, являющийся основой применяемых ныне эрозионно-стойких материалов, начинает испаряться, что вынуждает увеличивать массу конструкции РДТТ на 5…7%.

Наиболее целесообразными методами тепловой защиты стенок конструкции РДТТ в данном случае являются активные методы тепловой защиты, когда вдоль стенки газового тракта формируется слой продуктов сгорания дополнительного заряда твердого топлива, чьи температура и окислительный потенциал ниже, чем у продуктов сгорания основного заряда. Такой метод тепловой защиты позволяет использовать в конструкции РДТТ уже существующие технические решения по конструкциям корпусов и ПУС с сохранением применяемых ныне эрозионно-стойких материалов, а также во многом заимствовать существующую технологию заполнения корпуса топливными составами.

Известны РДТТ с ПУС, применяемые в ракетах "Першинг-2" (США), PC-22 "Молодец" (Россия) (Волков В.Т., Ягодников Д.А. Исследование и стендовая отработка ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2007. С.19-22), MX Пискипер AGM-118 (США), "Трайдент-1" (С-4) (США) (Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. чл.-корр. Российской академии наук, д-ра техн. наук, проф. Л.Н. Лаврова. М.: Машиностроение, 1993. С.17-22) и др.

Маршевый РДТТ III ступени межконтинентальной баллистической ракеты MX (США) (Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. чл.-корр. Российской академии наук, д-ра техн. наук, проф. Л.Н. Лаврова. М.: Машиностроение, 1993. С.19-22) представляет собой моноблок с центральным поворотным управляющим соплом. С корпусом, выполненным по схеме "кокон" с внутренним теплозащитным покрытием, прочно скреплен заряд, имеющий центральный канал, проточки и профилированные щели. Входная часть утопленного сопла и вкладыш его критического сечения выполнены из углерод-углеродного композиционного материала. Недостатками данной конструкции являются:

- унос элементов конструкции, связанный с тепловым и эрозионным воздействием продуктов сгорания топлива;

- при функционировании ПУС в области утопленного сопла возникает интенсивное вихревое течение продуктов сгорания, которое вызывает неравномерное разрушение входной части утопленного сопла.

Задачей предлагаемого изобретения является создание высокоэнергетической твердотопливной двигательной установки с ПУС, в которой обеспечивается возможность использования существующих теплозащитных и эрозионно-стойких материалов путем создания стабильной во времени и по геометрии активной тепловой защиты. Таким образом, предлагаемый вариант конструкции позволит снизить массу конструкции РДТТ по сравнению с проектными оценками на 3…5% за счет уменьшения уноса эрозионно-стойких материалов соплового блока.

Достижение поставленной задачи решается двумя предлагаемыми вариантами конструкций ракетного двигателя твердого топлива с ПУС.

В первом варианте, ракетный двигатель твердого топлива состоит из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища утопленного поворотного управляющего сопла с теплозащитным покрытием и скрепленного с камерой сгорания заряда. Отличительной особенностью предлагаемой конструкции является то, что заряд состоит из двух частей, разделенных перегородкой. Заряд, расположенный между передним днищем и перегородкой, имеет высокую температуру горения (4000…4200 K), а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного медленногорящего топлива и имеет профилированную поверхность, обеспечивающую близкий к постоянному расход продуктов сгорания низкотемпературного топлива. Перегородка выполнена в виде диска с отбортовкой по центральному отверстию в нем, внутренняя поверхность которой охватывает лобовую точку сопла, при этом форма и размер отбортовки обеспечивают кольцевой зазор между отбортовкой и лобовой точкой сопла, величина которого в процессе поворота сопла остается постоянной.

Кроме того, отбортовка в сечении может представлять собой две сопряженные дуги, причем дуга, расположенная ближе к оси двигателя, выполнена эквидистантно криволинейной поверхности входной части сопла, а вторая дуга выполнена радиусом, центр которого совпадает с центром поворота сопла. Длина этих дуг равна длине траектории углового перемещения поворотного сопла.

Кроме того, для сохранения постоянной эффективности работы двигателя размер зазора между отбортовкой и лобовой точкой сопла может быть выбран из условия обеспечения секундного расхода низкотемпературного газа в пределах 2…4% от расхода продуктов сгорания большей части заряда.

Во втором варианте ракетный двигатель твердого топлива состоит из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, утопленного поворотного управляющего сопла с теплозащитным покрытием и скрепленного с камерой сгорания заряда. Отличительной особенностью предлагаемой конструкции является то, что заряд состоит из двух частей, разделенных перегородкой. Заряд, расположенный между передним днищем и перегородкой, имеет высокую температуру горения (4000…4200 K), а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного медленногорящего топлива и имеет профилированную поверхность, обеспечивающую близкий к постоянному расход продуктов сгорания низкотемпературного топлива. Перегородка выполнена в виде диска с центральным отверстием в нем. Между перегородкой и соплом на входной части сопла на ребрах установлено кольцо с профилированным поперечным сечением таким образом, что оно охватывает лобовую точку сопла с образованием зазора постоянного размера. Наружная поверхность кольца имеет сферическую форму с центром, совпадающим с центром вращения поворотного сопла, образуя совместно с перегородкой сферический шарнир.

Кроме того, для сохранения постоянной эффективности работы двигателя размер зазора между кольцом с профилированным поперечным сечением и входной частью сопла может быть выбран из условия обеспечения секундного расхода низкотемпературного газа в пределах 2…4% от расхода продуктов сгорания большей части заряда.

Предлагаемые технические решения позволяют формировать течение продуктов сгорания с низкими температурой и окислительным потенциалом в непосредственной близости от самых теплонапряженных участков сопла - трансзвуковой части и зоны критического сечения, сводя к минимуму перемешивание с высокотемпературными продуктами сгорания и обеспечивая стабильность тепловой защиты стенок по времени работы.

Данные технические решения направлены на устранение такого существенного недостатка прототипа, как снижение эффективности работы двигательной установки.

При использовании в высокоэнергетических двигательных установках данные конструкции обеспечивают формирование отдельной зоны горения заряда из низкотемпературного топлива, ограниченного либо перегородкой с отбортовкой, либо кольцом и утопленной частью сопла, образуя автономный газогенератор. Такие решения предотвращают преждевременное перемешивание низко- и высокотемпературных продуктов сгорания и позволяют избежать воздействия заряда высокотемпературного топлива и его продуктов сгорания на горение заряда низкотемпературного топлива.

Зазор между отбортовкой либо кольцом и входной частью сопла позволяет формировать направленное течение продуктов сгорания низкотемпературного медленногорящего заряда в непосредственной близости от трансзвуковой части сопла и зоны критического сечения, обеспечивая, таким образом, стабильность тепловой защиты стенок сопла.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен общий вид предлагаемой конструкции РДТТ с ПУС (первый вариант изобретения).

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой конструкции РДТТ с ПУС (второй вариант изобретения).

Двигатель (фиг.1, 2) состоит из камеры сгорания 1, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища. В камере установлен скрепленный с ее стенками заряд твердого топлива, состоящий из двух частей 2, 3. Часть 2 - заряд твердого топлива с высокой температурой горения, а часть 3 - заряд твердого топлива с низкой температурой горения. Они разделены перегородкой 4 с отбортовкой 5 (фиг.1), установленной вблизи утопленной части 6 сопла 7. У двигателя, изображенного на фиг.2, над утопленной частью 6 сопла 7 на ребрах 10 установлено кольцо 9, охватывающее лобовую точку сопла. Твердое топливо поджигается воспламенителями 8. Между утопленной частью сопла 6 и отбортовкой 5 (фиг.1) либо кольцом 9 (фиг.2) образован зазор, через который выходят продукты сгорания низкотемпературного заряда твердого топлива, формируя защитный слой.

Двигатель работает следующим образом. После срабатывания воспламенительных устройств 8, установленных в переднем и заднем днищах камеры сгорания, воспламеняются части заряда 2 и 3. Продукты сгорания части заряда 3 вытекают из зазора, формируя поток низкотемпературных продуктов сгорания, который, обтекая входной участок сопла 7, создает защиту утопленной части 6 и сопла 7 от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания заряда 2.

В настоящее время изготовлены модели РДТТ и осуществляются экспериментальные исследования для подтверждения работоспособности предлагаемых вариантов конструкции.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, утопленного поворотного управляющего сопла с теплозащитным покрытием и скрепленного с камерой сгорания заряда, отличающийся тем, что заряд состоит из двух частей, разделенных перегородкой, при этом большая часть заряда, расположенная между передним днищем и перегородкой, изготовлена из высокотемпературного топлива, а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного медленногорящего топлива и имеет профилированную поверхность, обеспечивающую близкий к постоянному расход продуктов сгорания низкотемпературного топлива, перегородка выполнена в виде диска с отбортовкой по центральному отверстию в нем, внутренняя поверхность которой охватывает лобовую точку сопла, при этом форма и размер отбортовки обеспечивают кольцевой зазор между отбортовкой и лобовой точкой сопла, величина которого в процессе поворота сопла остается постоянной.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что отбортовка в сечении представляет собой две сопряженные дуги, причем дуга, расположенная ближе к оси двигателя, выполнена эквидистантно криволинейной поверхности входной части сопла, а вторая дуга выполнена радиусом, центр которого совпадает с центром поворота сопла, а длина этих дуг равна длине траектории углового перемещения поворотного сопла.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что размер зазора между отбортовкой и лобовой точкой сопла выбран из условия обеспечения секундного расхода продуктов сгорания низкотемпературного топлива в пределах 2…4% от расхода продуктов сгорания высокотемпературного топлива.

4. Ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, утопленного поворотного управляющего сопла с теплозащитным покрытием и скрепленного с камерой сгорания заряда, отличающийся тем, что заряд состоит из двух частей, разделенных перегородкой, при этом большая часть заряда, расположенная между передним днищем и перегородкой, изготовлена из высокотемпературного топлива, а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного медленногорящего топлива и имеет профилированную поверхность, обеспечивающую близкий к постоянному расход продуктов сгорания низкотемпературного топлива, между перегородкой и соплом на входной части сопла на ребрах установлено кольцо, внутренняя поверхность которого охватывает лобовую точку сопла с зазором, размер которого остается постоянным при повороте сопла, а наружная поверхность кольца имеет сферическую форму с центром, совпадающим с центром вращения поворотного сопла, и образует совместно с перегородкой сферический шарнир.

5. Ракетный двигатель твердого топлива по п.4, отличающийся тем, что размер зазора между внутренней поверхностью кольца и входной частью сопла выбран из условия обеспечения секундного расхода продуктов сгорания низкотемпературного топлива в пределах 2…4% от расхода продуктов сгорания высокотемпературного топлива.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных сопел ракетных двигателей. .

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к области поворотных сопел ракетных двигателей. .

Изобретение относится к области турбореактивных авиационных двигателей, применяемых на боевых сверхзвуковых самолетах. .

Изобретение относится к области авиационных двигателей, в частности к регулируемым сверхзвуковым соплам для турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к области реактивных двигателей, точнее к устройству шарнирных подвесов (ШП), обеспечивающих поворот реактивной камеры (РК) относительно борта летательного аппарата (ЛА) с целью управления полетом.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных. .

Изобретение относится к области военной техники, а именно к заряду ракетного двигателя на твердом ракетном топливе. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке ракетных двигателей твердого топлива с вкладными бронированными зарядами.

Изобретение относится к области стартовых ракетных двигателей на твердом топливе, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива с прочно скрепленным зарядом смесевого твердого топлива, например, в маршевых двигателях крылатых ракет малого радиуса действия.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. .

Изобретение относится к конструкциям "щеточных" метательных зарядов к реактивным двигателям с малым временем работы. .
Наверх