РЕГУЛИРУЕМЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1999 года по МПК F02K9/80 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для применения в составе ракет различного назначения - реактивных системах залпового огня (РСЗО), зенитных ракетах (ЗУРС) и др.

В настоящее время РСЗО и др. ракетные системы получили широкое развитие как у нас в стране, так и за рубежом. Особенностями РСЗО и других мобильных систем являются жесткие ограничения двигателей и ракет по габаритно-массовым характеристикам. В то же время все острее становится проблема увеличения дальности стрельбы (РСЗО), высоты полета (ЗУСР) и повышения эффективности (увеличения мощности головной части) без существенного изменения габаритно-массовых параметров (не влекущих за собой создание новых мобильных пусковых установок).

Решение этой задачи возможно только с увеличением энергоемкости твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ). Резервы дальнейшего повышения энергетических характеристик, применяемых в настоящее время нерегулируемых РДТТ с зарядами из смесевых твердых ракетных топлив (СТРТ), имеющих канал в форме "звезды" или "вагонного колеса" и др., практически исчерпаны. Однако еще имеются возможности увеличения энергоемкости РДТТ как за счет повышения коэффициента заполнения камеры топливом (применение зарядов с цилиндрическим каналом), так и за счет увеличения удельной тяги. Применяемые в настоящее время РДТТ в ракетах мобильных систем, рассчитаны на эксплуатацию в интервале температур ± 50 или ± 60^oC. При таком диапазоне при крайней положительной температуре двигатели имеют характерные пики (всплески) давления, превышающие номинальный уровень в 1,5 - 2 раза (см. рис. 3, Боевая машина 9П138 "Техническое описание и инструкция по эксплуатации", -М.: Военное издательство, 1985). Наличие указанных пиков давления влечет за собой необходимость увеличения прочностных характеристик камеры и, как следствие, пассивного веса двигателя, снижение коэффициента заполнения топливом, увеличения диаметра критического сечения сопла, уменьшения соответственно степени его расширения и удельной тяги. Поэтому увеличение энергоемкости требует прежде всего уменьшения или исключения начальных пиков давления, повышения коэффициента заполнения камеры топливом и удельной тяги.

Это возможно только с созданием двигателя, оснащенного регулируемым соплом, т.е. регулируемого РДТТ.

В настоящее время в литературе по ракетной технике и патентным фондам известно много технических решений для регулирования давления и тяги механическими устройствами, изменяющими площадь критического сечения сопла в основном за счет перемещения центрального тела (ЦТ). Однако конкретного применения при производстве РДТТ большинство из них не нашло из-за сложности и громоздкости конструкции, технических и технологических трудностей.

Известно самонастраивающееся сопло, описанное в книге Шапиро Я.М., Мазинга Г.Ю., Прудникова Н.Е. "Теория ракетного двигателя на твердом топливе", -М. : Военное издательство Министерства Обороны СССР, 1966, стр. 175. Указанное сопло имеет дроссель (ЦТ), изменяющий площадь критического сечения и снабженный полым цилиндром, образующим телескопическую пару с неподвижным цилиндром, а также шток с поршнем. В неподвижном цилиндре за поршнем помещена возвратная пружина, перемещающая ЦТ вправо. При этом площадь критического сечения уменьшается. Обратное движение ЦТ осуществляется за счет увеличения давления в неподвижном цилиндре за поршнем. Увеличение давления происходит при изменении (увеличении) температуры окружающей среды и в камере двигателя, в результате чего меняется интенсивность испарения легкокипящей жидкости, например фреона. Такая конструкция обеспечивает (теоретически) настройку сопла в процессе хранения на постоянство давления в камере при работе РДТТ. К недостаткам конструкции следует отнести ее громоздкость с учетом необходимости нанесения мощного теплозащитного покрытия по поверхности неподвижного и подвижного цилиндров (температура продуктов горения современных СТРТ ≈ 3500 К), что занимает значительный объем в камере двигателя и приводит к уменьшению массы заряда. Кроме того, такая конструкция требует фиксации (стопорения) подвижного цилиндра в период выхода двигателя на режим и подъема давления в камере. В противном случае под действием сил давления на внешнюю часть ЦТ (дросселя) последнее резко переместится влево, максимально увеличив площадь критического сечения. Давление в камере упадет до минимальной величины, вследствие чего уменьшится удельная тяга и соответственно полный импульс реактивной силы. Наличие в полости неподвижного цилиндра легкокипящей жидкости создает дополнительные технические трудности для предотвращения ее утечки в процессе хранения и эксплуатации ракет. Минимальный срок хранения мобильных ракет 10 лет, ракет РСЗО - 20. Не представляется возможным использовать заряд с более высокой плотностью заряжания, например, горящий по цилиндрическому каналу, когда необходимо чтобы ЦТ непрерывно перемещалось влево, увеличивая площадь критического сечения в соответствии с увеличением газоприхода.

Известна конструкция самонастраивающегося сопла с биметаллической пружиной, описанной в том же источнике на стр. 173 - 174, принимаемая в качестве прототипа. Сопло содержит дроссель (ЦТ), неподвижно закрепленный в камере, подвижное сопло, осевое перемещение которого происходит за счет резьбового соединения с камерой двигателя при вращении. Вращение осуществляется за счет деформации биметаллической пружины, скрепленной с корпусом двигателя и соплом при изменении температуры окружающей среды и корпуса двигателя. Преимуществом данного сопла перед описанным ранее является то, что оно самостопорящееся и в его полости отсутствует жидкость. Настройка сопла рассчитана на постоянное давление в камере в температурном диапазоне эксплуатации и позволяет тем самым значительно снизить чувствительность тяговых характеристик к начальной температуре заряда. Недостатками данной конструкции являются:
- технические трудности обеспечения герметичности подвижного резьбового соединения сопла и двигателя в процессе длительного хранения и эксплуатации (одно из основных требований предъявляемых к РДТТ мобильных ракет);
- настройка производится фактически по температуре корпуса двигателя, которая может значительно отличаться от среднеобъемной температуры заряда, в особенности при суточных колебаниях температуры окружающей среды;
- необходимость увеличения длины корпуса двигателя до минимального сечения сопла, что делает невозможным разработку конструкции стабилизатора со складывающимся оперением для ракет РСЗО, запускаемых из трубчатых направляющих;
- невозможность использовать заряд с прогрессивной поверхностью горения (горящий по цилиндрическому каналу).

Задачей при разработке заявленного технического решения является создание ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с зарядом, имеющим повышенную плотность заряжания и горящим по цилиндрическому каналу и частично по торцам и регулируемым соплом, не уменьшающим объем камеры двигателя и обеспечивающим стабильность давления во всем температурном диапазоне эксплуатации, а также повышения удельной тяги и полного импульса реактивной силы.

Общим признаком с прототипом и аналогом в заявляемом решении являются:
- наличие корпуса двигателя и заряда;
- ЦТ (дросселя), изменяющего площадь критического сопла;
- сопла с минимальным проходным сечением;
- неподвижного цилиндра, закрепленного в камере.

В отличие от аналога и прототипа в заявляемом техническом решении ЦТ непрерывно движется в течение всего времени работы РДТТ, увеличивая площадь критического сечения в соответствии с увеличением газоприхода. При этом ЦТ перемещается только при работе двигателя и в одну сторону - внутрь камеры.

Движение ЦТ осуществляется за счет сил давления, действующих на его внешнюю часть. Необходимая скорость движения обеспечивается специальным сминаемым элементом (СЭ), изготовленным из пластичных металлов - чистого алюминия, меди и т.п. СЭ установлен в полости неподвижного цилиндра (НЦ) и ЦТ, при этом одним концом упирается в регулировочный винт, выполненный в днище НЦ, а другим в дно стального стакана, смонтированного во внутренней ступенчатой цилиндрической полости поршневой части ЦТ. При перемещении ЦТ СЭ подвергается деформации сжатия. При этом происходит автоматическое демпфирование, исключающее колебания ЦТ в период выхода на режим, которые возможны из-за того, что интегральная сила давления, действующая на его внешнюю часть все время увеличивается при его движении даже при постоянном давлении в камере двигателя.

СЭ представляет собой ступенчатый вал с центральным диском большего диаметра и цилиндрической обечайкой, на наружной поверхности которой смонтирована стальная оболочка, образующая телескопическую пару с внутренней поверхностью стакана.

Для точной установки начальной площади критического сечения в горловине (минимальном сечении) сопла установлен специальный упор для ЦТ. Установка производится вращением регулировочного винта.

Указанные признаки свидетельствуют о наличии причинно-следственной связи между их совокупностью и достигаемыми результатами. Таким образом элементы конструкции двигателя и сопла, а также их взаимное расположение позволяют:
- стабилизировать давление в камере двигателя во всем температурном диапазоне эксплуатации;
- увеличить полный импульс реактивной силы двигателя при неизменных габаритах за счет повышения коэффициента заполнения камеры топливом и удельной тяги;
- снизить чувствительность тяговых характеристик к изменению начальной температуры заряда и пассивную массу двигателя;
- уменьшить силовое, тепловое и токсичное воздействие при запуске ракеты на пусковую установку и прилегающую к ней зону.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан разрез общего вида двигателя, на фиг. 4 продольное сечение регулируемого сопла, на фиг. 5 графики изменения относительной осевой силы давления (коэффициент осевой силы даваления

действующей на ЦТ при его перемещении и относительной силы сопротивления СЭ

на фиг. 6 степени расширения сопла

на фиг. 7 давления в камере p(τ).
Где F(x) - интегральная сила давления, действующая на внешнюю часть ЦТ, S - максимальная площадь поперечного сечения ЦТ; p - давление в камере; d_кр(x) - изменение приведенного диаметра критического сечения; D_а - диаметр выходного раструба сопла.

Цифрами обозначены на фиг. 1: 1 - дно; 2 - теплозащитная облицовка; 3 - резиновые компенсирующие манжеты; 4 - корпус двигателя; 5 - заряд СТРТ; 6 - корпус сопла; 7 - теплозащитная облицовка; 8 - корпус регулятора; 9 - ЦТ; 10 - упор; на фиг. 2 показаны потери топлива при канале, имеющем форму звезды (мелкая штриховка) в сравнении с цилиндрическим каналом; на фиг. 3 показано сечение двигателя по пилону, а на фиг. 4: 11 - неподвижный цилиндр; 12 - пилон; 13 - теплозащитная облицовка; 14 - стакан; 15 - СЭ; 16 - центральный диск СЭ; 17 - цилиндрическая оболочка (СЭ); 18 - стальная цилиндрическая направляющая втулка; 19 - регулировочный винт; 20 - уплотнительные кольца поршневой части ЦТ. Заряд СТРТ, как уже указывалось, должен иметь прогрессивную поверхность газообразования. При этом закон ее изменения в процессе работы РДТТ не влияет на характер и качество регулирования. После воспламенения заряда, в период нарастания давления в камере, ЦТ остается неподвижным до момента достижения рассчетного значения давления. При его дальнейшем увеличении осевая сила, действующая с внешней стороны ЦТ, начинает превосходить начальную силу сопротивления СЭ и ЦТ начинает движение влево, увеличивая площадь критического сечения сопла. При этом движение ЦТ происходит при скоростях нарастания давления (dP/dτ) порядка 2000 кгс/см²•с, что соответствует скоростям в период выхода на режим, т.е. регулирование начинается в этот период.

При дальнейшей работе двигателя происходит непрерывное увеличение газоприхода за счет прогрессивной поверхности горения заряда 5. Давление в камере вследствие движения ЦТ 9 и увеличения площади критического сечения остается близким к постоянному. Отметим, что характер кривой давления p_к(τ) в зависимости от закона изменения силы сопротивления СЭ 15 - F_сэ может быть прогрессивным F_сэ(x) > F_цт(x), нейтральным F_сэ(x) = F_цт(x) (близким к постоянному) и дегрессивным F_сэ(x) < F_цт(x). Достигается это количеством, формой и геометрическими параметрами ступеней СЭ. Однако наибольшая энергетическая отдача при максимальном использовании прочностного потенциала камеры двигателя обеспечивается в случае постоянного давления.

На фиг. 7 представлены характерные кривые давления в камере для рассматриваемого двигателя (1, 2) и классического нерегулируемого (3).

Кривая (4) отражает характер изменения тяги регулируемого двигателя с непрерывно увеличивающимся газоприходом.

Из представленных графиков следует, что у рассматриваемого двигателя уровень давления при крайней отрицательной температуре заряда (-50^oC) на 3-5% выше, чем при крайней положительной. Это вызвано соответствующим упрочнением материала СЭ с понижением температуры.

Отметим, что с увеличением относительного удлинения заряда (L_з/D_з) превышение начального пика давления при крайней положительной температуре над уровнем в основной рабочий период возрастает у нерегулируемого двигателя с зарядом, имеющим поверхность горения близкую к постоянной, где L_з - длина заряда; D_з - наружный диаметр заряда.

У регулируемого ракетного двигателя с зарядом, имеющим цилиндрический канал, пик практически отсутствует. Кроме того, с увеличением относительного удлинения повышается коэффициент заполнения камеры топливом и масса заряда. Так при удлинениях > 9, характерных для современных РДТТ мобильных ракет, увеличение массы составляет 20 - 22%.

Отсутствие начальных пиков давления при крайних положительных температурах делает возможным обеспечить более высокий рабочий уровень давления при одновременном снижении толщины стенки камеры и пассивной массы двигателя, что компенсирует увеличение массы заряда. Более высокий рабочий уровень давления приводит к уменьшению приведенного критического диаметра сопла

где S_кр - площадь кольцевого критического сечения,
в результате чего при постоянном значении диаметра его выходного сечения (D_а) увеличивается средняя степень расширения ξ = D_a/d_кр.
На фиг. 6 показан график изменения степени расширения сопла для регулируемого двигателя - кривая 2 и уровень степени расширения у классического РДТТ - кривая 1 при удлинении заряда более 6.

Где относительное перемещение ЦТ;
L_пр - осевая длина его профилированной части;
X_цт - линейное перемещение.

Отметим, что увеличение ξ за счет увеличения D_а свыше калибра приводит к потерям дальности из-за увеличения аэродинамического сопротивления для ракет, основная часть траектории которых находится в плотных слоях атмосферы.

Учитывая, что удельная тяга двигателя является функцией степени расширения сопла, температуры продуктов сгорания топлива и давления, то в предлагаемом регулируемом РДТТ она существенно увеличивается. При стендовых испытаниях двигателей было получено увеличение удельной тяги на 6 - 7,5% в сравнении с классическими РДТТ. Таким образом, с созданием предлагаемого двигателя стало возможным увеличение полного импульса реактивной тяги в 1,25 - 1,3 раза при сохранении габаритно-массовых характеристик. Конструкция регулятора в данном случае компактна, размещается в предсопловом объеме и не приводит к уменьшению полезного объема камеры двигателя. В процессе хранения и эксплуатации не требует технического обслуживания.

Разброс силы сопротивления СЭ, выполненного из чистого алюминия, например марки АД1, не превышает 1-2%, что подтверждено многочисленными обжатиями. Разброс уровней давления при этом не более 3%. Несоответствие среднеобъемной температуры заряда и материала СЭ при изменении температуры окружающей среды не приводит к существенным изменениям энергетических характеристик двигателя. Чувствительность удельной тяги dJ_уд/dT_з и полного импульса реактивной силы dJ_п/dT_з к изменению среднеобъемной температуры заряда снижается в 15 - 20 раз в сравнении с классическими РДТТ. Учитывая, что у рассматриваемого двигателя начальная тяга и расход продуктов сгорания топлива минимален, силовое, тепловое и токсичное воздействие при пуске ракеты снижается в 2,5 - 3,5 раза.

Для обеспечения уровня давления в камере близкого к постоянному необходимо проектировать СЭ 15 в виде ступенчатого вала с центральным диском большего диаметра 16, на наружной части которого выполнена цилиндрическая обечайка 17 с монтированной на ней преимущественно стальной тонкостенной направляющей втулкой 18, образующей телескопическую пару с внутренней поверхностью стакана 14. При сжатии СЭ, как показали лабораторные испытания, деформация передается на центральный диск 16 и обечайку 17. Последняя увеличивается в диаметре, в результате чего возможно заклинивание ЦТ. Тонкостенная цилиндрическая направляющая оболочка 18 препятствует увеличению наружного диаметра обечайки 17 и исключает возможность заклинивания. Телескопическая пара - оболочка 18 и стакан 14 обеспечивают требуемую центровку и устойчивость СЭ 15 при осевом сжатии. Разброс силы сопротивления СЭ появляется только при перекосах (неосевом нагружении). Стакан 14, изготовленный также преимущественно из стали, позволяет выполнить в ЦТ ступенчатую цилиндрическую полость, снижающую его массу и обеспечивающую требуемую центровку и осевую устойчивость СЭ 15. Наличие ступеней деформируемой части (вала) СЭ 15 обусловлено тем, что сила давления на внешнюю часть ЦТ при его полном перемещении влево (в дозвуковую часть сопла) изменяется (увеличивается) более чем в 8 раз (см. фиг. 1) при постоянном уровне рабочего давления в камере. Геометрические параметры ступеней (диаметр и высота) устанавливаются экспериментально путем дискретного изменения силы при осевом обжатии СЭ. Количество ступеней зависит от глубины регулирования и обычно не превышает 3-х по одну сторону центрального диска 16. При этом необходимо обеспечить наименьшее расхождение между коэффициентом силы давления на ЦТ и силы сопротивления СЭ. Отметим, что идеальной формой вала СЭ, отвечающего требуемому условию, будет тело вращения, образованное огибающей линией, касательной в точках начала ступеней. Сами ступени могут быть и коническими. Однако это не оказывает существенного влияния на точность и качество регулирования, но усложняет контроль при изготовлении. Герметичность полости неподвижного цилиндра обеспечивается стандартными уплотнительными кольцами 20. Так как ЦТ в процессе хранения и эксплуатации остается неподвижным, то уплотнительные кольца не подвергаются износу и сохраняют начальную герметичность регулятора. Ввиду отсутствия пиков давления начальная площадь критического сечения определяется минимальной, соответствующей скорости горения заряда при его среднеобъемной температуре, приближающейся к крайней отрицательной границе диапазона применения. Учитывая, что у данного регулируемого ракетного двигателя разброс уровня давления в значительной степени зависит от разброса начальной площади критического сечения, то для повышения точности установки ЦТ в горловине сопла имеется калиброванный упор 10, а в донной части неподвижного цилиндра выполнено резьбовое отверстие с регулировочным винтом 19. Вращением винта 19 ЦТ перемещается до упора 10, в результате чего автоматически осуществляется точная установка начальной площади критического сечения. Упор выполняется преимущественно из полимерных материалов и в начальный момент работы двигателя вымывается из сопла.

Данный регулируемый ракетный двигатель прошел серию огневых и стендовых испытаний, в результате которых была подтверждена его высокая эффективность.

В настоящее время разработаны рабочие чертежи и проводятся стендовые испытания двигателя для дальнобойной ракеты РСЗО повышенного могущества.

Двигатель предназначен для использования в составе ракет различного назначения. Он содержит заряд с прогрессивной поверхностью газообразования, обеспечивающий повышенную плотность заполнения камеры. Непрерывное увеличение площади кольцевого критического сечения обеспечивается движением центрального тела, установленного в закрепленном в предсопловой части корпуса двигателя неподвижном цилиндре. Движение центрального тела происходит за счет действия сил давления на его внешнюю часть. Требуемая скорость движения, определяемая непрерывно увеличивающимся газоприходом, обеспечивается специальной формой сминаемого элемента, выполненного из пластичного металла, который в процессе перемещения центрального тела подвергается осевому сжатию и является одновременно демпфирующим. Такая конструкция позволяет получить оптимальный закон изменения давления в камере и увеличить энергоемкость двигателя. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру с зарядом, имеющим прогрессивную поверхность горения, сопловой блок с минимальным проходным сечением и закрепленным неподвижно во входной его части неподвижным цилиндром, в полости которого установлено центральное тело, формирующее кольцевое критическое сечение в минимальном проходном сечении сопла, отличающийся тем, что в нем в центральном теле выполнена ступенчатая цилиндрическая полость с вмонтированным в ней стаканом и сминаемым элементом из пластичного материала, выполненным в виде ступенчатого вала с центральным диском большего диаметра и цилиндрической обечайкой, по наружной поверхности которой установлена направляющая оболочка, образующая телескопическую пару с внутренней поверхностью стакана, при этом своими концами сминаемый элемент опирается в дно стакана и торцевую часть регулировочного винта, установленного в донной части неподвижного цилиндра. 2. Регулируемый двигатель по п.1, отличающийся тем, что в минимальном сечении сопла в его входной части установлен упор из полимерного материала.