Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)



Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)
Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)
Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)

 


Владельцы патента RU 2429368:

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, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием и скрепленный с камерой сгорания заряд, состоящий из двух частей, разделенных перегородкой. Меньшая часть заряда расположена над утопленной частью сопла и изготовлена из низкотемпературного топлива, а большая - из высокотемпературного топлива. В одном варианте выполнения ракетного двигателя между утопленной частью сопла и низкотемпературным зарядом соосно соплу расположен цилиндр, упирающийся в перегородку и в заднее днище. На боковой поверхности цилиндра по окружности выполнены отверстия, оси которых перпендикулярны к оси сопла. Суммарную площадь отверстий выбирают из условия обеспечения расхода продуктов сгорания низкотемпературного топлива в диапазоне 2-3% от расхода продуктов сгорания высокотемпературного топлива. В другом варианте ракетного двигателя цилиндр выполнен из термически разлагаемого и уносимого материала. Температура продуктов разложения указанного материала ниже, чем температура продуктов сгорания высокотемпературного топлива. На боковой поверхности цилиндра по окружности, расположенной между входной кромкой сопла и перегородкой, выполнены овальные отверстия, оси которых параллельны касательной к входному профилю сопла. В еще одном варианте перегородка установлена на утопленную часть сопла, а на цилиндрической поверхности утопленной части сопла по окружности выполнен ряд сквозных отверстий, оси которых наклонены по отношению к оси сопла под углом меньше 90°. Изобретение позволяет обеспечить надежную и стабильную тепловую защиту сопла ракетного двигателя, а также снизить массу последнего. 3 н.п. ф-лы, 3 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 путей увеличения полезной нагрузки, выводимой ракетой-носителем, является увеличение энергетических характеристик их двигательных установок, а именно удельного импульса тяги. Это может быть достигнуто, главным образом, за счет повышения температуры продуктов сгорания твердого топлива, которым снаряжены двигательные установки. На сегодняшний день широкое распространение получили твердые топлива с температурой продуктов сгорания 3800…3900 К. При этом для тепловой защиты проточных трактов таких двигательных установок успешно применяются эрозионно-стойкие материалы, такие как углепластики, углерод-углеродные композиционные материалы. Однако, ввиду существующей тенденции развития твердых ракетных топлив, следует ожидать освоения промышленностью производства составов твердого топлива с температурой продуктов сгорания 4000…4200 К. Следует отметить, что при температуре ~4000 К и при давлении ~100 кГс/см2, характерном для современных двигательных установок, углерод, являющийся основой применяемых ныне эрозионно-стойких материалов, находится в состоянии «тройной точки», то есть существует одновременно в твердом, жидком и газообразном состояниях. Кроме того, при этом возрастает скорость эрозии углерода, обусловленная его окислением, что приводит к увеличению массы конструкции РДТТ на 5…7%. С точки зрения сохранения работоспособности конструкции РДТТ это недопустимо.

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 корпусам, сопловым блокам с сохранением применяемых ныне эрозионно-стойких материалов, а также во многом заимствовать существующую технологию заполнения корпуса топливными составами.

Известна конструкция РДТТ (патент США №3648461, МПК F02K 1/00), в которой над утопленной частью сопла размещен аблирующий элемент из материала на основе фенольной смолы. Продукты термодеструкции данного элемента, обладая температурой и окислительным потенциалом, низкими по сравнению с продуктами сгорания твердого топлива, формируют завесу вдоль утопленной части сопла, снижая ее эрозию.

Недостатком такого способа тепловой защиты является снижение притока продуктов деструкции в пристенную область течения в силу уменьшения подвода тепла к аблирующему элементу по мере ухода фронта горения твердого топлива от утопленной части сопла.

Известна конструкция РДТТ (патент RU 2225524 МПК 7F02K 9/28) с утопленным соплом, в котором задача формирования пристенного слоя продуктов сгорания с относительно низкой температурой и окислительным потенциалом решается посредством размещения в области заднего днища дополнительного заряда, отделенного от основного заряда с высокой температурой продуктов сгорания эластичной мембраной.

Недостатком данной конструкции является:

- интенсивное перемешивание продуктов сгорания высоко- и низкотемпературного зарядов из-за возрастающей в процессе работы двигательной установки удаленности точки начала смешения продуктов сгорания от защищаемой поверхности,

- дополнительное перемешивание потоков продуктов сгорания высоко- и низкотемпературного зарядов за счет образования вихревого течения в области между утопленной частью сопла и поверхностью заряда низкотемпературного топлива, выгорающего в процессе работы двигательной установки.

Задачей предлагаемого изобретения является создание высокоэнергетической твердотопливной двигательной установки, в которой возможность использования существующих теплозащитных и эррозионностойких материалов достигается путем создания стабильной во времени и по геометрии активной тепловой защиты. Кроме этого предлагаемый метод позволит снизить массу конструкции РДТТ по сравнению с проектными оценками на 3…5%.

Достижение поставленной задачи решается тремя вариантами конструкции ракетного двигателя твердого топлива.

В первом варианте двигатель состоит из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием, и скрепленного с камерой сгорания заряда, состоящего из двух частей, разделенных перегородкой. Заряд, расположенный между передним днищем и перегородкой, имеет высокую температуру горения (4000…4200 К), а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного топлива. Между утопленной частью сопла и низкотемпературным зарядом соосно соплу расположен цилиндр, упирающийся в перегородку и в заднее днище, образуя автономный газогенератор. На боковой поверхности цилиндра по окружности выполнены отверстия, оси которых перпендикулярны к оси сопла. При этом суммарную площадь этих отверстий выбирают из условия обеспечения расхода продуктов сгорания низкотемпературного топлива в диапазоне 2-3% от расхода продуктов сгорания высокотемпературного топлива.

Во втором варианте конструкции двигатель состоит из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием, и скрепленного с камерой сгорания заряда, состоящего из двух частей, разделенных перегородкой. Заряд, расположенный между передним днищем и перегородкой, имеет высокую температуру горения (4000…4200 К), а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного топлива. Цилиндр, расположенный между утопленной частью сопла и низкотемпературным зарядом соосно соплу и упирающийся в перегородку и в заднее днище, образуя автономный газогенератор, выполнен из уносимого материала, продукты термического разложения которого имеют температуру ниже, чем температура продуктов сгорания высокотемпературного топлива. На боковой поверхности цилиндра по окружности, расположенной между входной кромкой сопла и перегородкой, выполнены овальные отверстия, оси которых параллельны касательной к входному профилю сопла.

В третьем варианте конструкции двигатель состоит из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием, и скрепленного с камерой сгорания заряда, состоящего из двух частей, разделенных перегородкой. Заряд, расположенный между передним днищем и перегородкой, имеет высокую температуру горения (4000…4200 К), а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного топлива. Перегородка установлена на утопленную часть сопла, образуя автономный газогенератор, при этом на цилиндрической поверхности утопленной части сопла по окружности выполнен ряд сквозных отверстий, оси которых наклонены по отношению к оси сопла под углом меньше 90°.

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 во времени.

Данные технические решения направлены на устранение таких существенных недостатков прототипа, как снижение эффективности тепловой защиты по мере выгорания заряда во время работы двигательной установки.

Данными конструкциями обеспечивается формирование отдельной зоны горения заряда низкотемпературного топлива, ограниченной перегородкой, цилиндром и утопленной частью сопла, образуя автономный газогенератор. Кроме предотвращения преждевременного перемешивания низко- и высокотемпературных продуктов сгорания такое решение позволяет избежать воздействия заряда высокотемпературного топлива и его продуктов сгорания на горение заряда низкотемпературного топлива, наблюдающееся в экспериментах и проявляющееся в увеличении скорости горения.

Расположение отверстий в непосредственной близости к входной части сопла позволяет формировать течение продуктов сгорания с низкими температурой и окислительным потенциалом в непосредственной близости от самой теплонапряженной трансзвуковой части сопла, вдоль которой происходит перемешивание с высокотемпературными продуктами сгорания, и обеспечивая таким образом стабильность работы тепловой защиты во времени. Направление отверстий под минимально возможным углом к основному потоку является важнейшим фактором, стабилизирующим поток продуктов сгорания низкотемпературного топлива.

В результате образования отдельной области горения заряда низкотемпературного топлива исключается воздействие горения высокотемпературного топлива и формируется устойчивая зона течения низкотемпературных продуктов сгорания вдоль стенок сопла.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен общий вид предлагаемой конструкции РДТТ, показывающий размещение цилиндра с отверстиями, оси которых перпендикулярны оси сопла (первый вариант изобретения).

На фиг.2 - выносной элемент А, показывающий размещение цилиндра с овальными отверстиями, оси которых параллельны касательной к входному профилю сопла (второй вариант изобретения).

На фиг.3 - выносной элемент А, показывающий расположение отверстий в утопленной части сопла (третий вариант изобретения).

Двигатель (фиг.1, 2, 3) 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, установленной вблизи утопленной части 5 сопла 6. Твердое топливо поджигается воспламенителями 7. Между утопленной частью сопла 5 и зарядом с низкой температурой горения 3 установлен цилиндр 8 (фиг.1, 2), отделяющий зону горения низкотемпературного топлива от зоны горения высокотемпературного заряда. В цилиндре выполнены отверстия, оси которых перпендикулярны оси сопла (фиг.1), либо овальные отверстия, оси которых параллельны касательной к входному профилю сопла (фиг.2), через которые выходят продукты сгорания низкотемпературного заряда твердого топлива, формируя защитный слой. Двигатель, изображенный на фиг.3, имеет сквозные отверстия в утопленной части сопла, оси которых наклонены по отношению к оси сопла под углом меньше 90°.

Двигатель работает следующим образом. После поджига воспламенительных устройств 7, установленных в переднем днище камеры сгорания и заглушке сопла, воспламеняются части заряда 2 и 3. Продукты сгорания части заряда 3 вытекают из отверстий и окон в цилиндре 8 (фиг.1, 2), формируя поток низкотемпературных продуктов сгорания, который, обтекая входной участок сопла 6, создает активную тепловую защиту от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания части заряда 2.

Через сквозные отверстия в утопленной части сопла (фиг.3) продукты сгорания низкотемпературного топлива 3 поступают в докритическую часть сопла, смыкаются на стенке, образуя завесу, защищающую утопленную часть 5 и сопло 6 от высокотемпературных продуктов сгорания заряда 2.

В настоящее время изготовлены модели РДТТ и осуществляются экспериментальные исследования предлагаемых вариантов конструкции с целью определения эффективности защиты элементов конструкции двигателя от повышенных уносов материала.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием, и скрепленного с камерой сгорания заряда, состоящего из двух частей, разделенных перегородкой, при этом меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного топлива, а большая - из высокотемпературного топлива, отличающийся тем, что между утопленной частью сопла и низкотемпературным зарядом соосно соплу расположен цилиндр, упирающийся в перегородку и в заднее днище, а на боковой поверхности цилиндра по окружности выполнены отверстия, оси которых перпендикулярны к оси сопла, при этом суммарную площадь этих отверстий выбирают из условия обеспечения расхода продуктов сгорания низкотемпературного топлива в диапазоне 2-3% от расхода продуктов сгорания высокотемпературного топлива.

2. Ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием, и скрепленного с камерой сгорания заряда, состоящего из двух частей, разделенных перегородкой, при этом меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного топлива, а большая - из высокотемпературного топлива, отличающийся тем, что цилиндр, расположенный между утопленной частью сопла и низкотемпературным зарядом соосно соплу и упирающийся в перегородку и в заднее днище, выполнен из термически разлагаемого и уносимого материала, температура продуктов разложения которого ниже, чем температура продуктов сгорания высокотемпературного топлива, а на боковой поверхности цилиндра по окружности, расположенной между входной кромкой сопла и перегородкой, выполнены овальные отверстия, оси которых параллельны касательной к входному профилю сопла.

3. Ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием, и скрепленного с камерой сгорания заряда, состоящего из двух частей, разделенных перегородкой, при этом меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного топлива, а большая - из высокотемпературного топлива, отличающийся тем, что перегородка установлена на утопленную часть сопла, при этом на цилиндрической поверхности утопленной части сопла по окружности выполнен ряд сквозных отверстий, оси которых наклонены по отношению к оси сопла под углом меньше 90°.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .

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 ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней 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. .

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

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

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

Изобретение относится к области импульсных ракетных двигателей на твердом топливе (ИРДТТ), в которых происходит преобразование химической энергии порохового заряда в тепловую энергию газов, а затем в кинетическую энергию истекающей газовой струи, в частности, к ИРДТТ, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к вкладным зарядам ракетного твердого топлива стартовых двигателей снарядов контейнерного запуска со временем работы двигателя, превышающим время движения снаряда по направляющей, и может найти применение в стартовых двигателях неуправляемых снарядов и управляемых ракет.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке, проектированию и изготовлению твердотопливных зарядов, обеспечивающих высокую тяговооруженность ракетных двигателей (РД), в первую очередь для тактических ракет, а также для стартовых ступеней ракет различного назначения.

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении
Наверх