СПОСОБ УМЕНЬШЕНИЯ ДЫМООБРАЗОВАНИЯ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Российский патент 1996 года по МПК F02K9/26 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для применения в управляемых твердотопливных летательных аппаратах и ракетах с оптической системой наведения.

Скорость полета управляемой ракетой (УР) с оптической системой наведения после окончания горения маршевого заряда (или его маршевой части) в ракетном двигателе твердого топлива (РДТТ) на определенном участке траектории остается достаточной для устойчивого полета и эффективного управления.

В зависимости от скорости полета на пассивном участке протяженность этого участка может достигать 10-40% от дальности участка (полета с работающим РДТТ).

Известно, что условия наведения на заключительной стадии полета существенно ухудшаются в связи с удалением от прибора наведения и повышением дымности при окончании работы РДТТ. Задача проектирования РДТТ для летательных аппаратов с оптической системой наведения требует разработки способов и средств уменьшения задымленности траектории.

Химический состав ряда современных твердых топлив обеспечивает требуемую прозрачность (в видимой и инфракрасной области спектра) продуктов сгорания. В практике создания РДТТ рассматриваемого класса изделий в значительной степени приходится уделять внимание разработке теплозащитных, бронирующих и скрепляющих элементов конструкции камеры сгорания и заряда твердого топлива, относящихся к основным источникам дымообразования. Однако количество сгорающего ТЗП как правило значительно меньше количества сгорающего одновременно бронепокрытия вкладного заряда (или защитно-крепящего слоя ЗКС, если заряд скреплен с корпусом).

Наряду с пиролизом и шлакованием бронепокрытия (или ЗКС) в конце работы РДТТ происходит единовременное соединение фронта горения топлива с прилегающей к нему значительной поверхностью бронепокрытия и в связи с этим обильное в течение короткого промежутка времени шлакование, дымообразование и унос через сопло большого количества газа и аэрозолей при резком снижении скорости потока продуктов горения. Образование шлакованного остатка бронепокрытия (или ЗКС) зависит от теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания топлива, термохимического взаимодействия этих продуктов с продуктами разложения бронирующего или крепящего веществ.

Экспериментально установлено, что в зависимости от состава бронепокрытия (сравниваются заряды одинаковой конструкции) мощность дымообразования в конце работы двигателя (исключая, влияние прочих факторов, способствующих дымообразованию) увеличивается на 25-100% по сравнению с мощностью дымообразования, характерной для установившегося маршевого режима.

Одним из способов снижения дымности в конце работы является прерывание процесса пиролиза и шлакования бронепокрытия, особенно в зоне наиболее активного протекания этого процесса, что может быть осуществлено путем интенсивного снижения температуры путем впрыска охлаждающего вещества в камеру сгорания в определенный момент окончания горения.

Известны различные способы введения вещества с целью воздействия на термодинамику процессов, протекающих в РДТТ. Так в патенте N 3296801 США (10.01.1967 г. нац. кл. 60-253) представлены варианты введения в камеру сгорания различных веществ с целью улучшения энергетичных характеристик ракетного двигателя. Стимулируя (регулируя) энергетику способом патента N 3296801, однако не достигается снижение дымности совмещенных с твердым топливом элементов конструкции заряда.

Более близкую с поставленной в настоящей заявке задачей решает патент США N 3491539 (27.01.1970 г. нац. кл. 60-251, МПК F 02 K, 9/06). В этом патенте из дополнительной камеры окислитель водится в струю выхлопных газов, увеличивая полноту сгорания содержащихся в ней продуктов пиролиза. Снижая общий уровень дымообразования на основном режиме горения заряда путем дожигания недоокисленных газов, представленный в патенте N 3491539 способ вместе с тем стимулирует реакцию пиролиза и шлакования бронепокрытия (ЗКС) и таким образом в момент окончания горения заряда (прекращение окислительного процесса) не уменьшает (а практически увеличивает) дымовое облако газа и аэрозолей (как раз на стадии полета УР, когда проблема дымности наиболее актуальна).

Для существенного снижения дымообразования в последующий окончанию горения заряда период путем охлаждения бронепокрытия (ЗКС) и попутно ТЗП предлагается впрыскивать в камеру сгорания жидкий охладитель с предварительным изохорическим нагревом его.

Размещенный в дополнительной емкости (сообщающейся с камерой сгорания) жидкий охладитель перед впрыском с камеру сгорания подвергают предварительному изохорическому нагреву в объеме (дополнительной емкости), величина которого несколько превышает объем охладителя. Нагрев осуществляют до температуры, при которой происходит одновременно расширение, кипение жидкого охладителя и частичное его испарение. Величина дополнительного свободного объема определяется с учетом расширения охладителя (находящегося в паро-газо-жидком состоянии) при нагреве и сжатия его, из условия достижения (при частичном испарении охладителя) в дополнительной емкости давления, составляющего величину 0,2-0,6 от среднего рабочего давления газов в камере сгорания.

Требуемое давление в дополнительной емкости определяется из условия обеспечения впрыска охладителя на стадии спада давления в камере сгорания. Это требуемое давление зависит от давления горения на маршевом режиме и скорости спада давления в конце работы РДТТ.

Для воздействия на бронепокрытие вкладного заряда требуется использовать охладитель с оптически прозрачными (для визуального наблюдения сквозь них за ракетой и объектом наведения) парогазообразными продуктами.

В качестве такого охладителя предлагается, например, использовать жидкий охладитель марки "65" по ГОСТ 159-52 (раствор этиленгликоля с примесью пропиленгликоля и полигликолей с добавкой антикоррозионной присадки).

Температура начала кипения этого охладителя при атмосферном давлении составляет 100^oС, выкипающая при температуре до 150^oС фракция составляет около 35% остальная часть выкипает при температуре от 150 до 200^oС.

С повышением давления температура кипения жидкости возрастает. Поэтому, при изохорическом нагреве представляется возможным нагревать жидкость до температуры, превышающей температуру кипения при атмосферном давлении, без выкипания значительного количества жидкости.

Во время работы РДТТ охладитель конвективно (через термозащитную стенку) нагревается изохорически до температуры, превышающей на 5-25% температуру его кипения в условиях атмосферного давления.

При этом в дополнительной камере (с охладителем) в следствие с конвекцией (тарированные режимы теплопередачи подбираются в процессе стендовой отработки конструкции) повышается давление до величины 0,2-0,6 от давления на установившемся (маршевом) режиме в камере сгорания. Впрыск охладителя в камеру сгорания производится путем вскрытия герметизирующей мембраны (которая со стороны камеры сгорания удерживается опорной решеткой от разрушения высоким давлением в камере сгорания) в результате разности давления в камере сгорания при окончании работы РДТТ и более высокого давления в дополнительной камере. Охладитель при впрыске в камеру сгорания после такого предварительного нагрева переходит в парообразное состояние. Впрыск охладителя в камеру сгорания осуществляется из предсопловой части РДТТ.

Количество охладителя определяется из условия охлаждения зоны наиболее глубокого пиролиза бронепокрытия, находящейся в непосредственном контакте с продуктами сгорания до температуры, при которой прекращается процесс шлакования.

В качестве примера взят вкладной бронированный заряд торцевого горения (с надежной застойной зоной между бронепокрытием и корпусом) из штатного баллиститного твердого топлива (также используемого для маршевого заряда РДТТ широко известного гранатомета РПГ-7, состав бронепокрытия на основе коллоксилина, трикрезилфосфата и дибутилфталата с добавлением у асбеста и гипса). При начальной среднеобъемной температуре указанного заряда температура продуктов сгорания составляет 2000^oС.

В таком случае на поверхности бронепокрытия, находящейся в непосредственном контакте с продуктами сгорания в зоне наиболее глубокого пиролиза, в конце работы двигателя температура составляет 1000-1200^oС.

Количество охладителя подбирается из условия охлаждения этого поверхностного слоя бронепокрытия от температуры 1200^oС до температуры 400-500^oС (при которой фактически прекращается пиролиз и шлакование).

Расчетно и практически масса жидкого охладителя марки "65" для такого РДТТ составляет 90 грамм, который при работе двигателя перед впрыском пороховыми газами (через защитную мембрану дополнительной камеры) прогревается до температуры 210-250^oC. В этом случае объем охладителя при 50^oС составляет 82 см³, а при 250^oС 103 см³, объем камеры для охладителя 110 см³, давление парообразных продуктов в дополнительной камере перед впрыском охладителя поднимается до 10-30 кгс/cм².

Использование: в ракетной технике. Сущность изобретения: производят снижение дымообразования в период окончания работы ракетного твердотопливного двигателя путем охлаждения бронирующего и теплозащитного покрытий посредством впрыска жидкого охладителя, который перед впрыском подвергают при давлении, равном 0,2-0,6 от величины среднего давления в камере сгорания, нагреву до температуры ее расширения, кипения и частичного испарения.

Способ уменьшения дымообразования твердотопливного двигателя управляемой ракеты, основанный на подаче дополнительного компонента в камеру сгорания, отличающийся тем, что в качестве дополнительного компонента используют охладитель с прозрачными для видимых и инфракрасных лучей продуктами парообразования и перед подачей его в камеру сгорания нагревают до температуры превышающий на 5-25^oС температуры кипения охладителя при атмосферном давлении, и при давлении, равном 0,2-0,6 от величины среднего давления продуктов сгорания, а подачу охладителя осуществляют в период спада давления продуктов сгорания в конце работы двигателя.