РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1999 года по МПК F02K9/24 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным.

Известен РДТТ с вкладным одношашечным зарядом, бронированным по наружной поверхности [1] . В процессе работы РДТТ заряд торцевой поверхностью своей опирается на сопловой блок, что препятствует выбросу его из камеры сгорания. К недостатку конструкции можно отнести невозможность использования в двигателе многошашечного порохового заряда. В этом случае под действием полетной перегрузки и перепаде давления по длине камеры шашки заряда будут выбрасываться из камеры двигателя через сопла, что снижает единичный импульс двигателя.

Известна конструкция РДТТ, содержащего камеру, сопловой блок и многошашечный пороховой заряд [2] . Для удержания заряда в камере используется сопловая диафрагма, перекрывающая проходное сечение сопла и препятствующая выбросу шашек из камеры.

Недостатком конструкции является принципиальная невозможность полного исключения выброса пороха из камеры двигателя. При выстреле на заряд в камере действуют силы, прижимающие шашки к сопловой диафрагме - перегрузке и перепад давления по длине камеры. Величина суммарной прижимающей силы может быть значительной. Так, при массе шашки 1 кг, перегрузке 300 единиц, площади торца шашки 12 см² и перепаде давления по длине камеры 8 кг/см² суммарная прижимающая сила достигает 400 кг. В этом случае шашка может разрушаться от чрезмерных контактных напряжений на сопловой диафрагме. Кроме того, по мере сгорания толщина горящего свода шашки, а следовательно, и ее прочность уменьшаются, и по достижении ими критической величины обязательно происходит разрушение заряда и выброс остатков его из камеры несгоревшими. При этом потери единичного импульса двигателя могут достигать 25 - 30% при значительной нестабильности внутрибаллистических характеристик.

Задачей настоящего изобретения является повышение единичного импульса двигателя путем исключения разрушения порохового заряда на диафрагме.

Указанная задача достигается тем, что в РДТТ, содержащем камеру сгорания с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным, с устройством удержания его в камере, устройство удержания заряда в камере выполнено в виде дополнительной камеры с донной и сопловой диафрагмами. Между донной диафрагмой и дном камеры сгорания образована придонная полость, связанная выполненным в виде кольцевой щели каналом с предсопловым объемом. Продукты сгорания заряда истекают из дополнительной камеры в основную в обе стороны через отверстия в донной и сопловой диафрагмах. Соотношение между проходными сечениям отверстий в диафрагмах подбирается таким образом, чтобы силы, действующие на заряд, уравновешивали друг друга, т.е. сила от газодинамического перепада давления на торцах заряда должна быть равна силе от осевого ускорения ракеты. Для этого площадь отверстий в донной диафрагме должна быть больше, чем в сопловой. Придонная полость между донной диафрагмой и дном камеры необходима для выравнивания потока газа после прохождения донной диафрагмы. В отсутствие такой полости возникает радиальный перепад давления на донном торце заряда, который приводит к разрушению заряда. Размеры придонной полости выбираются исходя из обеспечения площади поперечного сечения потока газа не меньшей, чем суммарная площадь отверстий в донной диафрагме.

Площадь канала, связывающего природную полость с предсопловой, также выбирается большей площади отверстий донной диафрагмы, что должно исключить влияние канала на расчетный перепад давления на торцах заряда.

Варианты конструкции ракетного двигателя по пунктам 2, 3 формулы обусловлены общей компоновкой его. В случае необходимости размещения в центральной части двигателя элементов конструкции двигателя и ракеты (форкамера, линия связи и т.п.) целесообразно применение варианта конструкции двигателя по п. 3. В случае отсутствия в камере двигателя центрального канала предпочтительнее использовать двигатель по п.2.

Зависимость для соотношения площадей отверстий донной (f_д) и сопловой (f_с) диафрагм можно получить из известных формул газодинамики следующим образом.

Перепад давления на торцах заряда для случая истечения в обе стороны определяется из формулы (69) [3].

ΔP = P_к•[r(λ_c)-r(λ_д)], (1),
где ΔP - перепад давления на торцах заряда;
Р_к - максимальное давление в камере ракетного двигателя;
r(λ) - газодинамическая функция;
λ_c - приведенная скорость газа на сопловом торце заряда;
λ_д - приведенная скорость газа на донном торце заряда.

Учитывая, что в практически используемом для РДТТ диапазоне приведенных скоростей λ ≤ 0,5, r(λ) можно аппроксимировать линейной зависимостью (см. рис.3 [3]) r(λ) = 1-0,5λ, тогда
ΔP = P_к[(1-0,5λ_c)-(1-0,5λ_д)] = 0,5P_к(λ_д-λ_c).
Значение λ_c и λ_д можно получить, аппроксимировав линейной зависимостью газодинамическую функцию относительного расхода q(λ) из графика рис.3 [3]

С учетом формулы (61) [3] и учитывая, что относительный расход из дополнительной камеры делится пропорционально площадям отверстий диафрагм, газодинамическая функция относительно расхода газа определится как

где

где F_кр - суммарная площадь критического сечения сопел;
F_кам - площадь поперечного сечения камеры в месте расположения заряда;
F_тор - площадь торца заряда.

С учетом (2,3) получаем ΔP

Из II закона Ньютона усилие, действующее на заряд от ускорения ракеты,

где R - тяга двигателя;
m₃ - масса заряда;
m_р - масса ракеты.

С учетом формулы (90) [3] для R приближенно получаем

где К_т - коэффициент тяги сопел.

Чтобы уравновесить эту силу от перепада давления на торцах заряда необходимо, чтобы выполнялось условие F_у = ΔP•F_тор
Принимая во внимание (4, 6), соотношение между площадями отверстий диафрагм выразится формулой

Пример расчета: определить площадь отверстий донной диафрагмы для ракеты массой m_р = 11 кг, стартовый двигатель которой имеет массу заряда m₃ = 0,2 кг, площадь торца заряда F_тор = 18 см², площадь поперечного сечения камеры F_кам = 48 см², коэффициент тяги К_т = 1,4, площадь отверстий сопловой диафрагмы f_с = 7 см²

f_д = 1,29 f_с ≈ 9 см².

На фиг.1 представлен вариант конструкции двигателя с истечением газов из придонной полости между внутренней поверхностью основной камеры и наружной поверхностью дополнительной (п.2 формулы), на фиг.2 - вариант конструкции с истечением газов из придонной полости через центральный кольцевой канал в дополнительной камере (п.3 формулы).

Двигатель включает основную камеру 1, дополнительную камеру 2 с отверстиями 3 в сопловом дне (сопловая диафрагма), переднюю крышку 4 с воспламенителем 5 и электрозапалом 6, многошашечный заряд 7 и донную диафрагму 8. В варианте конструкции фиг.2 навеска воспламенителя 5 размещена в центральной форкамерной трубке 9.

Работает двигатель следующим образом.

При срабатывании электрозапала 6 воспламенитель 5 зажигает заряд 7. Продукты сгорания заряда 7 истекают из дополнительной камеры 2 в предсопловой объем через отверстия 3 в сопловом торце и через отверстия донной диафрагмы 8 в придонную полость. Из придонной полости продукты сгорания истекают в предсопловой объем через кольцевой канал между внутренней поверхностью основной камеры и наружной поверхностью дополнительной (фиг.1) или между внутренней поверхностью дополнительной камеры и наружной поверхностью форкамерной трубки 9б (фиг.2). Так как площадь отверстий в донной диафрагме больше, чем в сопловом дне дополнительной камеры, сила от газодинамического перепада давления направлена в сторону переднего дна камеры и, при расчетном соотношении площадей отверстий, равна силе от ускорения ракеты, направленной в противоположную сторону.

Таким образом, обеспечивается уравновешивание заряда в камере, что кардинально решает проблему исключения разрушения вкладного заряда на диафрагме и существенно повышает энергетическую эффективность двигателя. Источники информации
1. Т.М.Мелькунов и др. "Ракетные двигатели". Изд. "Машиностроение", 1976 г., с.372.

2. Б.В.Орлов, Ш.Ю.Мазинг "Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе", Изд. "Машиностроение", 1968 г., с.293.

3. А. А. Шишков "Газодинамика пороховых ракетных двигателей", Изд. "Машиностроение", 1974.

Двигатель предназначен для использования в области ракетной техники. Он содержит камеру сгорания с вкладным пороховым зарядом и устройством удержания его в камере. Заряд размещен в дополнительной камере с донной и сопловой диафрагмами. Между донной диафрагмой и дном камеры сгорания образована придонная полость, связанная каналом с предсопловым объемом. Площадь сечения канала выполнена большей, чем суммарная площадь отверстий донной диафрагмы. Канал, связывающий природную полость и предсопловой объем, может быть выполнен как в дополнительной камере, так и может быть образован внутренней поверхностью камеры сгорания и наружной поверхностью дополнительной камеры. Создаваемая при этом сила от газодинамического перепада давления, равная силе от ускорения ракеты, обеспечивает уравновешивание заряда в камере, что повышает энергетическую эффективность двигателя, исключая при этом разрушение заряда на диафрагме. 2 з.п.ф-лы, 2 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным, с устройством удержания его в камере, отличающийся тем, что устройство удержания заряда в камере выполнено в виде дополнительной камеры с донной и сопловой диафрагмами, причем между донной диафрагмой и дном камеры сгорания образована придонная полость, связанная выполненным в виде кольцевой щели каналом с предсопловым объемом, при этом площадь сечения канала выполнена большей, чем суммарная площадь отверстий донной диафрагмы. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал, связывающий придонную полость и предсопловой объем, образован внутренней поверхностью камеры сгорания и наружной поверхностью дополнительной камеры. 3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал, связывающий придонную полость и предсопловой объем, выполнен в дополнительной камере.