РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1998 года по МПК F02K9/26 

Предлагаемое изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности, к РДТТ с зарядами из высокоимпульсных смесевых твердых топлив, прочноскрепленными с корпусом, и может быть использовано в ракетах (реактивных снарядах) с твердотопливными двигателями, топлива которых склонны к вибрационному горению.

Объект изобретения представляет собой ракетный двигатель с прочноскрепленным с корпусом двигателя зарядом высокоимпульсного смесевого твердого топлива, предназначенный для преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию носителя и может быть использован в качестве двигателя движителя вновь разрабатываемого дальнобойного реактивного снаряда.

Вибрационное горение в камере РДТТ, сопровождающееся периодическим изменением давления, является вредным явлением и может существенно повлиять на надежность двигателя, сроки внедрения, стабильность внутрибаллистических характеристик и т.д. Так, например, возникновение колебаний давления продольной моды, которые присущи РДТТ большого удлинения (особенно в случаях, когда отношение длины заряда к его диаметру превышает 12), сопровождается механическими вибрациями и появлением знакопеременных нагрузок в продольном направлении. Это может привести к нарушению работы бортовой системы управления и даже к разрушению двигателя и всего реактивного снаряда в целом.

Поэтому при создании новых РДТТ, одновременно с мероприятиями по увеличению полного импульса тяги, создаваемого двигательной установкой, осуществляются и мероприятия по стабилизации процессов горения заряда твердого топлива.

Так, известно устройство, обеспечивающее гашение колебаний при возникновении вибрационного горения в РДТТ и принятое авторами за аналог [1] В известном устройстве приводится конструктивная схема РДТТ с системой фиксации заряда и резонансным стержнем. РДТТ имеет корпус, воспламенитель, сопло и вкладной заряд, снабженный бронирующим покрытием на наружной поверхности и обоих торцах. Для гашения колебаний давления при возникновении нестабильного горения в РДТТ аналоге используется резонансный стержень, размещенный в канале заряда.

Однако, резонансные стержни не гасят высокочастотные колебаний целого ряда мод и, в то же время, размещение в канале заряда резонансного стержня не позволяет добиться высокой степени заполнения камеры двигателя топливом.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось гашение колебаний давления ряда мод при возникновении нестабильного горения заряда.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие в составе устройства аналога корпуса, воспламенителя, сопла и заряда.

В то же время, для повышения эффективности гашения колебаний давления в двигателе широко применятся различные экраны, обеспечивающие приемлемые характеристики плотности заряжания.

Поэтому наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к заявляемому изобретению является "РДТТ с диафрагмами в заряде", принятый за прототип [2] Он содержит корпус, воспламенитель, сопло и заряд, состоящий из ряда секций, между которыми установлены диафрагмы, имеющие одно центральное или несколько распределенных по всей поверхности диафрагмы отверстий.

РДТТ, принятый за прототип, функционирует следующим образом.

При работе РДТТ продукты горения твердого топлива заряда движутся по газовому тракту двигателя, при этом в заряде на каждой из диафрагм образуется некоторый перепад давления, оказывающий сильное демпфирующее действие на низкочастотные колебания в РДТТ.

Данный метод более эффективен, чем использование в РДТТ резонансных стержней, однако применение описанной конструкции приводит к увеличению потерь полного давления в двигателе при неудовлетворительном гашении колебаний высокочастотной частоты спектра. Кроме того, по мере выгорания заряда между постоянными диаметрами диафрагм и увеличивающимися диаметрами каналов заряда образуется постоянно увеличивающийся перепад высот, и за выступающими в канал диафрагмами развиваются рециркуляционные зоны, интенсивность которых к концу горения заряда увеличивается (увеличивается перепад высот между каналом диафрагмы и каналом заряда). Скорость потока в рециркуляционной зоне повышается по сравнению со скоростью газа в канале, что приводит к увеличению скорости горения (в пределе к эрозионному горению) и, соответственно, к повышению давления в камере сгорания. Повышенная скорость горения заряда также приводит к более раннему, по сравнению с невозмущенными участками, снабжению стенки корпуса двигателя за диафрагмами и более длительному, соответственно, огневому воздействию высокотемпературного потока продуктов сгорания на стенку в этом месте. Кроме того, с увеличением скорости потока увеличивается коффициент теплопередачи в стенку. Совместное воздействие этих факторов может привести, при неприятии соответствующих мер защиты, к прогару корпуса двигателя.

Таким образом, задачей данного технического решения прототипа являлась разработка РДТТ, обеспечивающего, при приемлемой плотности заряжания, эффективное гашение низкочастотных колебаний осевой моды.

Общими признаками с предлагаемый авторами ракетным двигателем являются корпус, в котором установлены секционный заряд твердого топлива и демпфирующие диафрагмы (кольца), сопловой блок и воспламенительное устройство.

В отличие от прототипа предлагаемый авторами ракетный двигатель дополнительно снабжен расположенными между секциями заряда акустическими полостями, преимущественно, переменного сечения, а демпфирующие кольца размещены у торцев каждой секции заряда между топливом и корпусом, причем ответные поверхности каждого демпфирующего кольца и секции заряда выполнены в виде усеченных конусов и разделены установленными между этими поверхностями упругими оболочками, а меньшие основания указанных поверхностей обращены к соответствующим торцам секций заряда, при этом между торцами демпфирующих колец соседних секций заряда установлены втулки, а каждая акустическая полость образована обращенными друг к другу торцевыми поверхностями соседних секций заряда и внутренней поверхностью соответствующей втулки.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего эффективное гашение как высокочастотных, так и низкочастотных колебаний давления в двигателе при высоких параметрах плотности заряжания.

Новая совокупность конструктивных элементов, форма их выполнения и взаимное расположение, а также наличие связей между деталями и узлами заявляемого двигателя, позволяют, в частности, за счет выполнения:
РДТТ с дополнительными акустическими полостями, расположенными между секциями заряда и образованными обращенными друг к другу торцевыми поверхностями соседних секций заряда и внутренней поверхностью соответствующей втулки обеспечить эффективное гашение высокочастотных колебаний;
демпфирующих колец размещенными у торцев каждой секции заряда между топливом и корпусом, с ответными поверхностями каждого демпфирующего кольца и секции заряда, выполненными в виде усеченных конусов и разделенных установленными между этими поверхностями упругими оболочками, и с меньшими основаниями указанных поверхностей, обращенными к соответствующим торцам секций заряда, а также демпфирующих колес соседних секций заряда с установленными между их торцами втулками исключить возникновение рециркуляционных зон в двигателе, и тем самым, случаи прогара корпуса.

Сущность изобретения заключается в том, что реактивный двигатель, включающий корпус, в котором установлены секционный заряд твердого топлива и демпфирующие кольца, сопловой блок и воспламенительное устройство, в отличие от прототипа, согласно изобретению дополнительно снабжен расположенными между секциями заряда акустическими полостями, преимущественно, переменного сечения, а демпфирующие кольца размещены у торцев каждой секции заряда между топливом и корпусом, причем ответные поверхности каждого демпфирующего кольца и секции заряда выполнены в виде усеченных конусов и разделены установленными между этими поверхностями упругими оболочками, а меньшие основания указанных поверхностей обращены к соответствующим торцам секций заряда, при этом между торцами демпфирующих колец соседних секций заряда установлены втулки, а каждая акустическая полость образована обращенными друг к другу торцевыми поверхностями соседних секций заряда и внутренней поверхностью соответствующей втулки.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых на фиг.1 изображен общий вид предлагаемого ракетного двигателя твердого топлива, на фиг.2 зона демпфирующего кольца в увеличенном виде.

Предлагаемый РДТТ состоит из корпуса 1, в котором расположен заряд твердого топлива 2, состоящий из нескольких секций 3 с каналами 4, между которыми установлены демпфирующие кольца 5, соплового блока 6 и воспламенительного устройства 7. Ответные поверхности 8 и 9 каждого демпфирующего кольца 5 и соответствующей ему секции 3 заряда твердого топлива 2 выполнены в виде усеченных конусов, разделенных установленными между поверхностями 8 и 9 упругими оболочками 10. Меньшие основания поверхностей 8 и 9 обращены к торцам 1 секций 3 заряда 2, а между торцами демпфирующих колец 5 соседних секций 3 заряда 2 установлены втулки 12. Втулки 12 и демпфирующие кольца 3 выполнены из термостойких, например, композитных материалов. Между соседними секциями 3 заряда 2, размещены акустические полости 13, преимущественно, переменного по радиусу сечения, например, в виде трапеции, образованные торцевыми поверхностями 11 соседних секций 3 заряда 2 и поверхностью 14 соответствующей втулки 12.

Вышеописанный реактивный двигатель твердого топлива работает следующим образом.

При течении продуктов сгорания заряда твердого топлива 2 по каналам 4 секции 3 заряда 2 на демпфирующих кольцах 5 происходит местное торможение в целом ускоряющегося потока, сопровождающееся подъемом статического давления и некоторыми потерями полного давления и поглощении акустической энергии, чем обеспечивается демпфирование низко- и высокочастотных колебаний.

Высокочастотные колебания стабилизируются посредством резонансной акустической полости 13. По мере выгорания заряда 2 вследствие переменного по радиусу сечения полости 13 ее характеристики изменяются и отслеживают изменение объема газового столба в двигателе (изменение условий генерации колебаний). В ходе отработки определена наиболее эффективная форма сечения акустической полости 13 для разрабатываемого двигателя трапеция с большим основанием, лежащим на поверхности 14 соответствующей втулки 12.

Выполнение демпфирующих колец 5 с поверхностями 8 в виде усеченных конусов с меньшими основаниями, обращенными к торцам 11 секций 3 заряда 2, и установка между торцами демпфирующих колец 5 соседних секций 3 заряда 2 втулок 12 обеспечивает безотрывное обтекание демпфирующих колец 5, при котором зон интенсивной циркуляции и эрозионного горения в двигателе не возникает, и возможность прогара корпуса двигателя по этой причине исключается.

В заключительный период горения заряда 2, после выгорания акустической полости 13, высокочастотные колебания гасятся упругой оболочкой 10.

Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением позволило повысить стабильность внутрибаллистических характеристик двигателя при расширенном спектре частот подавляемых колебаний, исключить случаи прогара корпуса, уменьшив одновременно потери полного давления, и поднять, тем самым, надежность и энергетические характеристики двигателя.

Указанный положительный эффект подтвержден огневыми стендовыми испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненного в соответствии с изобретением (отчет инв. N 46804).

В настоящее время ведется разработка рабочей конструкторской документации, запланированы изготовление и предварительные испытания опытных образцов, намечено серийное производство комплекса.

Использование: в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) с зарядами из высокоимпульсных смесевых твердых топлив, прочноскрепленных с корпусом, и в РДТТ, топлива которых склонены к вибрационному горению. Сущность изобретения: ракетный двигатель, включающий корпус, в котором установлены секционный заряд твердого топлива и демпфирующие кольца, сопловой блок и воспламенительное устройство, дополнительно снабжен расположенными между секциями заряда акустическими полостями, преимущественно, переменного сечения, а демпфирующие кольца разнесены у торцев каждой секции заряда между топливом и корпусом, причем ответные поверхности каждого демпфирующего кольца и секции заряда выполнены в виде усеченных конусов и разделены установленными между этими поверхностями упругими оболочками, а меньшие основания указанных поверхностей обращены к соответствующим торцам секций заряда, при этом между торцами демпфирующих колец соседних секций заряда установлены втулки, а каждая акустическая полость образована обращенными друг к другу торцевыми поверхностями соседних секций заряда и внутренней поверхностью соответствующей втулки. 2 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, в котором установлены секционный заряд твердого топлива и демпфирующие кольца, сопловой блок и воспламенительное устройство, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен расположенными между секциями заряда акустическими полостями преимущественно переменного сечения, а демпфирующие кольца размещены у торцов каждой секции заряда между топливом и корпусом, причем ответные поверхности каждого демпфирующего кольца и секции заряда выполнены в виде усеченных конусов и разделены установленными между этими поверхностями упругими оболочками, а меньшие основания указанных поверхностей обращены к соответствующим торцам секций заряда, при этом между торцами демпфирующих колец соседних секций заряда установлены втулки, а каждая акустическая полость образована обращенными одна к другой торцевыми поверхностями соседних секций заряда и внутренней поверхностью соответствующей втулки.