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

Описание патента на изобретение RU2133371C1

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 (fд) и сопловой (fс) 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 = Pк•[r(λc)-r(λд)], (1),
где ΔP - перепад давления на торцах заряда;
Рк - максимальное давление в камере ракетного двигателя;
r(λ) - газодинамическая функция;
λc - приведенная скорость газа на сопловом торце заряда;
λд - 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 = Pк[(1-0,5λc)-(1-0,5λд)] = 0,5Pкдc).
Значение λc и λд 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 Fкр - суммарная площадь критического сечения сопел;
Fкам - площадь поперечного сечения камеры в месте расположения заряда;
Fтор - 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;
mр - масса ракеты.

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

где Кт - коэффициент тяги сопел.

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

Пример расчета: определить площадь отверстий донной диафрагмы для ракеты массой mр = 11 кг, стартовый двигатель которой имеет массу заряда m3 = 0,2 кг, площадь торца заряда Fтор = 18 см2, площадь поперечного сечения камеры Fкам = 48 см2, коэффициент тяги Кт = 1,4, площадь отверстий сопловой диафрагмы fс = 7 см2

fд = 1,29 fс ≈ 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.

Похожие патенты RU2133371C1

название год авторы номер документа
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2004
  • Большаков Анатолий Николаевич
  • Замарахин Василий Анатольевич
  • Крейер Константин Вячеславович
  • Худяков Владимир Иванович
RU2297546C2
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2002
  • Большаков А.Н.
  • Крейер К.В.
  • Худяков В.И.
RU2239082C2
СПОСОБ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ ЗАРЯДА РДТТ И РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2004
  • Дудка Вячеслав Дмитриевич
  • Замарахин Василий Анатольевич
  • Коликов Владимир Анатольевич
  • Коренной Александр Владимирович
  • Морозов Валерий Дмитриевич
  • Сурначев Александр Федорович
  • Родин Леонид Алексеевич
RU2269024C1
ИМПУЛЬСНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2003
  • Абрамов Ю.Б.
  • Большаков А.Н.
  • Ворон П.Ф.
  • Кириллов Ю.Н.
RU2251628C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2006
  • Большаков Анатолий Николаевич
  • Егоров Сергей Сергеевич
  • Коликов Владимир Анатольевич
RU2308608C1
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА БЕЗОТКАТНОГО ОРУДИЯ 2007
  • Большаков Анатолий Николаевич
  • Замарахин Василий Анатольевич
  • Крейер Константин Вячеславович
  • Степаничев Игорь Вениаминович
  • Худяков Владимир Иванович
  • Швыкин Юрий Сергеевич
RU2333379C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1997
  • Барышников Б.П.
  • Вербовенко А.А.
  • Даровский В.А.
  • Денежкин Г.А.
  • Евтухов Е.И.
  • Жуков В.И.
  • Каширкин А.А.
  • Макаровец Н.А.
  • Савченко В.И.
RU2133864C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1995
  • Большаков А.Н.
  • Корнеичев В.В.
  • Андреев В.А.
RU2122134C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2005
  • Раимов Ринат Хамидович
  • Колесников Виталий Иванович
  • Никитин Василий Тихонович
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Молчанов Владимир Федорович
  • Магсумов Наиль Назипович
  • Саушин Станислав Николаевич
  • Кислицын Алексей Анатольевич
  • Вронский Николай Михайлович
RU2305790C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1995
  • Миронов Ю.И.
  • Беркович В.С.
  • Колотилин В.И.
  • Шигин А.В.
RU2111372C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 133 371 C1

Реферат патента 1999 года РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

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.

Формула изобретения RU 2 133 371 C1

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.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1999 года RU2133371C1

Печь для непрерывного получения сернистого натрия 1921
  • Настюков А.М.
  • Настюков К.И.
SU1A1
Орлов Б.В., Мазин Г.Ю
Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе
- М.: Машиностроение, 1968, с.293
Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов 1917
  • Гордон И.Д.
SU2A1
RU 2001299 C1, 15.10.93
Переносная печь для варки пищи и отопления в окопах, походных помещениях и т.п. 1921
  • Богач Б.И.
SU3A1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ АРТИЛЛЕРИЙСКОГО СНАРЯДА 1992
  • Шипунов А.Г.
  • Соколов Г.Ф.
  • Морозов В.Д.
  • Алешичев И.А.
RU2024776C1
Очаг для массовой варки пищи, выпечки хлеба и кипячения воды 1921
  • Богач Б.И.
SU4A1
Мелькумов Т.М
и др
Ракетные двигатели
- М.: Машиностроение, 1976, с.372
Кипятильник для воды 1921
  • Богач Б.И.
SU5A1
Шишков А.А
Газодинамика пороховых ракетных двигателей
- М.: Машиностроение
ПРИБОР ДЛЯ ЗАПИСИ И ВОСПРОИЗВЕДЕНИЯ ЗВУКОВ 1923
  • Андреев-Сальников В.А.
SU1974A1

RU 2 133 371 C1

Авторы

Большаков А.Н.

Крейер К.В.

Худяков В.И.

Даты

1999-07-20Публикация

1997-06-11Подача