Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и во вспомогательных ракетных двигателях твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2%÷10% от общей массы заряда. Изобретение позволяет повысить эффективность использования заряда твердого топлива, за счет уменьшения разгара критического сечения его канала. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) и во вспомогательных РДТТ.

В настоящее время в ПВРД наиболее распространены конструкции с вкладным стартово-разгонным РДТТ, который вставляется в камеру сгорания ПВРД, центрируется и фиксируется в ней. После окончания работы фиксаторы срезаются и корпус РДТТ выталкивается через сопло ПВРД скоростным напором воздуха. По такой схеме работают стартово-разгонные ступени ракет с ИПВРДЖ "Х-31" и "Москит". Стартово-разгонный РДТТ может быть встроен в камеру сгорания ПВРД и оставаться в ней до полного окончания работы двигательной установки. Данные конструктивные схемы не позволяют использовать весь объем камеры сгорания и потеря объема составляет более 4,5%-5%. От указанного недостатка свободна схема стартово-разгонной ступени с вкладным или скрепленным со стенкой камеры сгорания ПВРД зарядом твердого топлива. Первый в мире интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ИПВРД) советской зенитной ракеты 3М9 имеет вкладной, бронированный по наружной поверхности заряд ТТ и отстреливаемое сопло.

В развитии этой схемы был предложен заряд, имеющий внутренний канал в виде цилиндра с профилированным выходным участком, который в процессе горения создает эффект расходно-геометрического сопла (Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах (Основы теории и расчета) / В.Н. Александров, В.М. Быцкевич, В.К. Верхоломов и др. - М. / ИКЦ "Академкнига", 2006, с.191-193).

В цилиндрической части канала продукты сгорания твердого топлива ускоряются до скорости звука за счет подвода массы и до сверхзвуковой скорости - в профилированной части канала. Такой РДТТ не имеет жесткого сопла и называется - бессопловой РДТТ (БСРДТТ). Использование его в качестве стартово-разгонной ступени в ИПВРД считается весьма перспективным.

Преимуществами данной конструкции являются:

- отсутствие сбрасываемых элементов во время полета;

- простота конструкции и, как следствие, ее дешевизна;

- высокое массовое совершенство и коэффициент заполнения топливом.

К недостаткам БСРДТТ следует отнести:

- более низкий среднеинтегральный удельный импульс тяги двигателя по сравнению с удельным импульсом РДТТ с соплом;

- диаграмма давления в камере БСРДТТ существенно неравномерна (дегрессивна) по времени работы, в силу чего увеличивается масса конструкции двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение удельного импульса тяги БСРДТТ и уменьшение дегрессивности зависимости давление-время, то есть максимального и минимального давления в камере сгорания. Кроме того, данное изобретение позволит повысить удельный импульс тяги БСРДТТ на 5%÷10% по сравнению с аналогом из-за уменьшения разгара минимального сечения на выходе из канала.

Технический результат состоит в увеличении геометрической степени расширения потока в выходном сечении за счет уменьшения разгара критического сечения канала, что повышает эффективность использования заряда твердого топлива.

Технический результат достигается заявленной конструкцией бессоплового ракетного двигателя твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью, задним торцом и скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд выполнен из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда, расположенная у переднего днища, выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, снабжена центральным каналом, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, при этом увеличивается геометрическая степень расширения канала (сопла). Кроме того, эта часть заряда изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда, а ее масса составляет 2%÷10% от общей массы заряда. Такое соотношение характеристик зарядов позволит обеспечить повышение удельного импульса тяги двигателя и снизить дегрессивность диаграммы давления двигателя.

Применение заряда из медленногорящего топлива, размещенного на выходе из канала, способствует уменьшению разгара выходного сечения канала и, как следствие, повышению среднеинтегрального давления продуктов сгорания за время работы.

Оценки, проведенные с использованием формулы Бори (зависимость давления в камере от характеристик топлива), показывают, что уменьшение скорости горения заряда, расположенного у заднего торца камеры сгорания, на ≈30% при показателе степени в законе горения ν, равном 0,4, приводит к повышению среднеинтегрального давления на 50%, что снижает эффект падения давления в камере сгорания по времени. Причем этот эффект усиливается с увеличением показателя ν. Оценки удельного импульса БСРДТТ для данного варианта показывают, что возможно увеличение удельного импульса тяги на ≈10%.

Кроме того, внутренний канал меньшей части заряда может быть выполнен в виде усеченного конуса с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания, либо в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля, что дает возможность дополнительно повысить удельный импульс тяги в связи с уменьшением потерь на рассеяние [Газодинамические и теплофизические процессы в ракетных двигателях твердого топлива / A.M. Губертов, В.В. Миронов, Д.М. Борисов и др.; Под ред. А.С. Коротеева. М.: Машиностроение, 2004]. Прирост удельного импульса при этом оценивается в 2%÷4%.

Кроме того, граница раздела большего и меньшего зарядов представляет собой либо коническую поверхность, образующая которой перпендикулярна образующей соплового контура, для конического центрального канала меньшей части заряда, либо коническую поверхность, образующая которой перпендикулярна касательной к образующей центрального канала в точке, принадлежащей окружности, формирующей критическое сечение, для центрального канала меньшей части заряда в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля. Это дает дополнительную возможность повысить удельный импульс тяги за счет образования входного конуса в сопловой участок канала заряда.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен общий вид предлагаемой конструкции БСРДТТ, где центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде усеченного конуса.

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой конструкции РДТТ, где центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля.

Двигатель (фиг.1, 2) состоит из камеры сгорания 1, в которой установлен скрепленный с ее стенками заряд твердого топлива, состоящий из двух частей 2, 3. Часть 2 - заряд твердого топлива с высокой температурой горения, расположенный у переднего днища 7, а часть 3 - заряд твердого топлива с низкой температурой горения, расположенный у заднего торца 8, имеет контур 4 (фиг.1), площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного отверстия, либо профилированную сверхзвуковую часть 4 (фиг.2). Граница раздела большего и меньшего зарядов представляет собой коническую поверхность 5 (фиг.1, 2). Твердое топливо поджигается воспламенителем 6.

Двигатель работает следующим образом. После срабатывания воспламенительного устройства 6, установленного в переднем днище 7 камеры сгорания 1, воспламеняются части заряда 2 и 3. Продукты сгорания части заряда 3 формируют поток низкотемпературных продуктов сгорания, а горящий заряд 2 создает высокотемпературный поток.

В настоящее время изготовлены модели БСРДТТ и проводятся экспериментальные исследования для определения эффективности предлагаемых вариантов конструкции.

1. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания с передним днищем, цилиндрической частью, задним торцом и скрепленного с камерой сгорания заряда с центральным каналом, отличающийся тем, что заряд состоит из двух последовательно расположенных частей, при этом большая часть заряда, расположенная у переднего днища, выполнена с цилиндрическим центральным каналом, а меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда, а масса меньшей части заряда составляет 2%÷10% от общей массы заряда.

2. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде усеченного конуса с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания.

3. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания.

4. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.2, отличающийся тем, что граница раздела большей и меньшей частей заряда выполнена в виде конической поверхности, образующая которой перпендикулярна образующей центрального канала меньшей части заряда.

5. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.3, отличающийся тем, что граница раздела большей и меньшей частей заряда выполнена в виде конической поверхности, образующая которой перпендикулярна касательной к образующей центрального канала меньшей части заряда в точке, принадлежащей окружности, формирующей критическое сечение сопла Лаваля.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель.

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на высокоэнергетических составах. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к ракетным двигателям для ракетно-космического моделирования в сфере технических видов творчества молодежи и детских развивающих игр. .

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к ракетостроению, в частности к двигателестроению. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ). .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкциям твердотопливных зарядов, предназначенных для обеспечения ступенчатого изменения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для твердотопливных изделий различного назначения.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей со скрепленным с корпусом зарядом смесевого твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива включает корпус, скрепленный с ним основной канально-щелевой заряд с частичной бронировкой, в канале которого соосно основному размещен дополнительный заряд твердого топлива. На цилиндрическую часть канала основного заряда нанесена бронировка. Дополнительный заряд имеет звездообразную форму внутреннего канала и вклеен в коническую часть канала основного заряда через промежуточный слой эластичного термостойкого материала. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса ракетного двигателя топливом, а также упростить схему размещения дополнительного заряда. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ракетный двигатель бессоплового типа содержит шашку твердого ракетного топлива, имеющую один или несколько продольных каналов на всю длину шашки заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо. Наружная поверхность шашки упрочнена трубой из плавящегося или сгораемого материала либо армирована высокомодульными волокнами, причем волокна ориентированы поперечно оси шашки, или и поперечно, и продольно, или по объемной спирали в разных направлениях. Изобретение позволяет повысить эффективность бессоплового ракетного двигателя, а также повысить прочность его шашки. 1 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и шашку ракетного топлива с продольным каналом. В топливной шашке - закрытополостные радиальные щелевые пустоты. Соотношение компонентов топлива ракетного двигателя: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31, или алюмогидрида лития - 20,40%, динитрамида аммония - 53,33%, декаборана - 26,27%. Изобретение позволяет при работе ракетного двигателя увеличивать газопроизводительность шашки по мере ее выгорания. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и во вспомогательных ракетных двигателях твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30÷50 меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2÷10 от общей массы заряда. Изобретение позволяет повысить эффективность использования заряда твердого топлива, за счет уменьшения разгара критического сечения его канала. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх