РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1994 года по МПК F02K9/08 

Изобретение относится к энергетическим установкам и может быть использовано в промышленности в качестве твердотопливного ракетного двигателя.

Известен ракетный двигатель твердого топлива с соплом Лаваля, выполненным из КМ и имеющим нормированный унос массы в критическом сечении [1].

Недостатком известной конструкции является занижение удельного импульса по сравнению с ракетным двигателем, имеющим "идеальное" сопло с неизменной геометрией.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению является ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с размещенным в ней канальным зарядом твердого топлива и кольцевое сопло в виде обечайки и расположенного на стержне центрального тела [2].

Недостаток известной конструкции заключается в низком удельном импульсе двигателя.

Целью изобретения является повышение удельного импульса.

Поставленная цель достигается за счет того, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания с размещенным в ней канальным зарядом твердого топлива и кольцевое сопло в виде обечайки и расположенного на стержне центрального тела, профиль обечайки и центрального тела выполнен из низкотеплопроводного материала, образованного слоями ткани с взаимно перпендикулярными нитями, имеющими структуру разной плотности, уменьшающейся по длине сопла, а на стержне центрального тела установлены фиксирующие слои ткани диски.

На чертеже изображен ракетный двигатель твердого топлива, общий вид.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания 1 с размещенным в ней канальным зарядом 2 твердого топлива и кольцевое сопло 3 в виде обечайки. Кольцевое сопло 3 имеет центральное тело 4, расположенное на стержне 5. Профиль обечайки и центрального тела 4 кольцевого сопла 3 выполнен из низкотеплопроводного материала, образованного слоями ткани с взаимно перпендикулярными нитями, имеющими структуру разной плотности, уменьшающейся по длине сопла 3. На стержне 5 установлены фиксирующие слои ткани диски 6.

Ракетный двигатель работает следующим образом.

При горении заряда 2 в камере 1 высокотемпературные продукты сгорания воздействуют на поверхность газохода кольцевого сопла 3 и центрального тела 4.

В процессе работы в соответствии с программной изменения тяги при изменении поверхности горения заряда по соответствующему закону F=f(τ) площадь кольцевого критического сечения (минимальное сечение газохода) из материала с нормированным уносом массы на обечайке и центральном теле 4 кольцевого сопла 3 изменяется по закону F_кр=f(τ), а профиль раструба обечайки и центрального тела 4 - с программированным изменением площади среза F_a=f(τ ), таким образом, отношение F_кр/F_а может быть постоянным или изменяться по заданной программе в процессе работы двигателя в среде переменной плотности. Программа изменения внутреннего контура сопла 3 обеспечивается выполнением профиля обечайки и центрального тела 4 в виде слоев ткани с взаимно перпендикулярными нитями, что обеспечивает равномерность уноса массы по периметру как в критическом сечении, так и по профилю. Уширение сопла F_a/F_кр увеличивается, когда с течением времени давление внешней среды уменьшается и, наоборот, уширение сопла уменьшается при увеличении с течением времени работы давления внешней среды. Профиль обечайки и центрального тела 4 кольцевого сопла 3 выполнен из низкотемпературного материала на основе кремнеземистой ткани типа П57 (λ= 0,4 ккал/ч˙м^оС) и угольной ткани типа П513 (λ = 0,18 ккал/ч ˙м^оС). В полости центрального тела 4 и внутри стержня 5 могут располагаться металлические элементы регулирующего механизма.

Диски 6 фиксируют слои ткани центрального тела 4, обеспечивая оптимальные размеры критического сечения газохода, и исключают возможности расслоения слоев ткани центрального тела 4. Экспериментально установлено, что при выполнении профиля обечайки и центрального тела 4 в виде ткани со структурой разной плотности, уменьшающейся по длине сопла 3, обеспечивается минимальный унос массы, что является условием повышения удельного импульса.

Работоспособность ракетного двигателя подтверждена экспериментом в широком диапазоне температур Т=2200-3600 К, давления Р=4-10 МПа и окислительного потенциала В_о=0,03-0,4.

Использование предлагаемого двигателя обеспечивает повышение удельного импульса.

Изобретение относится к энергетическим установкам и может быть использовано в промышленности в качестве твердотопливного ракетного двигателя. Целью изобретения является повышение удельного импульса. При горении заряда в камере высокотемпературные продукты сгорания воздействуют на поверхность обечайки кольцевого сопла и центрального тела. Профиль обечайки сопла и центрального тела выполнен из низкотеплопроводного материала, который состоит из слоев ткани с взаимно перпендикулярными нитями. Плотность материала обечайки и центрального тела уменьшается по длине сопла, что обеспечивает минимальный унос массы. Диски фиксируют слои ткани центрального тела и исключают возможность расслоения слоев. 1 ил.

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА, содержащий камеру сгорания и кольцевое сопло в виде обечайки и расположенного на стержне центрального тела, отличающийся тем, что, с целью повышения удельного импульса, в нем профиль обечайки и центрального тела выполнен из низкотеплопроводного материала, образованного слоями ткани с взаимно перпендикулярными нитями, имеющими структуру разной плотности, уменьшающейся по длине сопла, а на стержне центрального тела установлены фиксирующие слои ткани диски.