РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2000 года по МПК F02K9/36 F02K9/97 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано для автоматической стабилизации тяги в условиях различных начальных температур и разброса параметров топлива. Например, для уменьшения рассеяния попаданий по дальности неуправляемых ракет и уменьшения рассеяния попаданий ручных гранатометов.

Известно регулируемое сопло, содержащее кинематически связанную с приводом, установленную на направляющих центрального тела тарель для изменения проходного сечения, причем для повышения надежности направляющие тарели выполнены винтовыми, а привод в виде поршня помещен в цилиндр, выполненный в тарели, и установлен на винтовых направляющих центрального тела, противоположных по закрутке направляющим тарели, а последняя и поршень связаны между собой с возможностью осевого относительного перемещения (Авторское свидетельство СССР N 560077, МКИ F 02 K 1/8, 30.03.77 г., БИ N 20, 1977 г.).

В связи с тем, что поршень и тарель совмещены, габариты и вес регулировочного сопла значительно уменьшены, а виброустойчивость и нечувствительность к ударным нагрузкам обеспечиваются тем, что связь между поршнем и тарелью выполнена в виде винтовых направляющих противоположной закрутки, а массы поршня и тарели выбраны равными.

Однако это регулируемое сопло является только исполнительным элементом. Для автоматического регулирования тяги необходимо иметь сложную систему управления с датчиками начальной температуры, давления в камере горения, исполнительным приводом золотника, что делает все устройство дорогим и неконкурентоспособным.

Известен твердотопливный двигатель, содержащий топливный заряд, размещенный в корпусе, авторегулирующее реактивное сверхзвуковое сопло, с размещенным в нем подпружиненным центральным телом, закрепленным на пилонах в закритической части сопла (В.Ф. Присняков. Динамика ракетных двигателей твердого топлива. - М., 1984. - 320 с. См. стр. 19, рис. 1.9,6. УДК 629.015).

Наличие подпружиненного центрального тела, настроенного на расчетное давление в камере горения, удерживает давление в камере горения на заданном расчетном уровне и тем самым уменьшает разброс в полтора - два раза при изменениях начальной температуры горения t_н от минус 50 до плюс 50^oC, а также частично компенсирует разбросы химических параметров твердого топлива и механические дефекты твердого топлива. Из сказанного следует, что подпружиненное центральное тело не решает задачи стабилизации тяги твердотопливного двигателя в полной мере. Кроме того, исследования показали, что данная конструкция склонна к неустойчивому (автоколебательному) режиму работы.

Прототипом настоящего изобретения является твердотопливный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенителем и зарядом в виде шашки твердого топлива, сверхзвуковое сопло с центральным телом, закрепленным на тонкостенной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки, и направляющую, закрепленную на дне корпуса со стороны, противоположной сверхзвуковому соплу (Я.М. Шапиро, Г.Ю. Мазинг, Н.Е. Прудников. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. - М.: Военное издательство, 1966. - 324 с. См. стр. 174-176, рис. 5.9-5.10, УДК 629.015).

Данная конструкция осуществляет автоматическую настройку сверхзвукового сопла в соответствии с начальной температурой горения твердого топлива, т.е. независимое разомкнутое регулирование по начальной температуре горения твердого топлива.

Недостатком данной конструкции прототипа является отсутствие стабилизации тяги при разбросе химических параметров твердого топлива и его механических дефектов в виде трещин и сколов, а также недостаточно точной установке центрального тела в критическом сечении сверхзвукового сопла.

Задачей настоящего изобретения является обеспечение устойчивой работы стабилизатора тяги с замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорению ракеты, уменьшающим разброс тяги двигателя при разбросе химических и механических параметров твердого топлива и недостаточно точной установке центрального тела в критическом сечении сверхзвукового сопла.

Поставленная задача достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива с размещенным в нем воспламенителем и зарядом в виде топливной шашки, сверхзвуковым соплом с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом шашки, и направляющей, закрепленной на дне корпуса со стороны, противоположной сверхзвуковому соплу, выполнен со сверхзвуковым соплом, подпружиненным относительно корпуса, установленным в телескопической направляющей и соединенным жестко с поршнем, расположенным в цилиндре, соединенном с корпусом. Рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами с дроссельными отверстиями и образуют газовый демпфер. Дроссельный канал, соединяющий полости демпфера, выполнен в поршне. Тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе, короткое плечо опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой.

Канал, соединяющий полости демпфера с камерой горения, выполнен в горловине сверхзвукового сопла.

Для ускоренного торможения движущегося с поршнем сверхзвукового сопла при запуске и заполнении газом полостей газового демпфера дроссельные отверстия задней (по ходу движения ракеты) полости газового демпфера, объем которой уменьшается, выполнены большего проходного сечения, чем дроссельные отверстия передней полости газового демпфера.

Полости газового демпфера выполнены проточными и снабжены выхлопными отверстиями, которые соединены с каналом, выходящим в закритическую часть сверхзвукового сопла.

На фиг. 1 приведен схематический продольный половинный разрез двигателя твердого топлива со встроенным стабилизатором тяги.

На фиг. 2 приведены графики зависимости скорости горения твердого топлива U_г от давления в камере горения P_к при различных начальных температурах горения твердого топлива: при плюс 50^oC, при 0^oC и при минус 50^oC.

На фиг. 3 приведена принципиальная схема газового демпфера с проточными полостями и выхлопным каналом в горловине сверхзвукового сопла, выходящим в закритическую часть сверхзвукового сопла.

В корпусе 1 ракетного двигателя твердого топлива (фиг. 1) расположен цилиндрический заряд твердого топлива 2 с бронировкой по торцам 3, 4. Задний конец топливной шашки бронировкой 4 упирается в колосниковую решетку 5, а передний конец бронированным торцом 3 - в опорное кольцо 6 и рычажную систему 7, которая наружной стороной закреплена на неподвижном опорном кольце 8, и внутренней стороной шарнирно соединена с обжимной трубкой 9. Центральное тело 10, жестко соединенное с обжимной трубкой, надетой по скользящей посадке на направляющий стержень 11, жестко прикрепленный к переднему дну 12 корпуса 1, постоянно отжимается назад пружиной 13, удерживая рычажную систему в напряженном состоянии. Сопловой блок состоит из неподвижного цилиндра 14, жестко связанного с корпусом двигателя. В цилиндре 14 расположен поршень 15, жестко соединенный со сверхзвуковым соплом 16, в котором имеются впускные каналы 17 для подвода газа в рабочие полости газового демпфера 18 и 19, через дроссельное отверстие передней полости демпфера 20 и дроссельное отверстие задней полости демпфера 21. Рабочие полости 19 и 18 соединены между собой дроссельным каналом 22 в поршне 15. Пружины 23 смещают сверхзвуковое сопло 16 в переднее крайнее положение перед запуском и сдерживают напор газов со стороны камеры горения. В свободном пространстве камеры горения расположен воспламенитель 24.

При выполнении демпфера с проточными полостями (фиг. 3) в горловине сверхзвукового сопла, аналогично впускному каналу 17, выполняется выпускной канал 25, направленный в закритическую часть сверхзвукового сопла, а выпускные окна 26 и 27 выполнены аналогично впускным дроссельным отверстиям 20 и 21.

При изменениях температуры при хранении и транспортировке вследствие разности коэффициентов теплового расширения металла корпуса 1 шашки твердого топлива 2, под воздействием рычагов 7, центральное тело 10 с обжимной трубкой-фиксатором 9 перемещается по направляющему штоку 11 вдоль продольной оси двигателя пропорционально изменению температуры топлива t_н. Чем выше температура топлива, тем больше смещается центральное тело 10 вперед влево, уменьшая поджатие пружин 23 в рабочем состоянии и увеличивая площадь критического сечения сверхзвукового сопла.

При запуске двигателя срабатывает воспламенитель 24, давление в камере горения P_к резко возрастает и обжимает трубку-фиксатор 9 на направляющем штоке 11 и фиксирует положение центрального тела 10, пропорциональное температуре топливной шашки перед пуском t_н. Под действием перепада давления в камере горения и в критическом сечении сверхзвукового сопла 16 центральное тело 10, растягивая пружины 23 и преодолевая сопротивление поршня 15 демпфера, смещается назад, критическое сечение сверхзвукового сопла сменяет свое положение относительно зафиксированного центрального тела 10. Сверхзвуковое сопло работает как предохранительный клапан, поддерживая давление в камере горения пропорционально предварительному поджатию пружин 23, т.е. обратно пропорционально начальной температуре горения топлива t_н.

Основным условием стабилизации тяги твердотопливного двигателя является условие сохранения расхода газа через сверхзвуковое сопло на уровне, близком к постоянному назначению G = U_г•S_г•p ≈ const, где G - расход газа; U_г - скорость горения; S_г - площадь поверхности горения; p - плотность твердого топлива.

Из приведенной зависимости следует, что для выполнения указанного условия постоянной должна быть скорость горения топлива U_г = const, так как в этом случае плотность твердого топлива p и площадь поверхности горения S_г - величины практически постоянные.

На фиг. 2 приведены графики зависимости скорости горения твердого топлива от давления в камере горения U_г = f(P_к) при различных начальных температурах горения t_н: при плюс 50^oC, при 0^oC, при минус 50^oC. Выбрав величину скорости горения, обеспечивающую устойчивое горение при максимальном разбросе температур, проведем горизонталь U_г = const (точки а, б, в, фиг. 2) и определим величины давлений в камере горения, которые нужно устанавливать в камере горения при соответствующей начальной температуре горения P(+50^oC), P(0^oC), P(-50^oC). Вследствие того что выходное сечение сверхзвукового сопла - величина постоянная, а давления в камере горения различны, тяга двигателя зависит не только от расхода, но и от степени нерасчетности сверхзвукового сопла. Однако эти отклонения могут быть откорректированы небольшой поправкой на давление в камере горения, т.е. за счет отклонения скорости горения от расчетной величины.

Пунктирными линиями, проведенными параллельно линии закона горения топлива при минус 50^oC, показаны возможные отклонения закона горения и при t_н, равной минус 50^oC, вследствие разброса параметров топлива. Нагрузочная прямая O-A, пересекаясь с пунктирными линиями возможного отклонения закона горения, показывает, как изменяется скорость горения (диапазон Δ U₁) при максимальном разбросе параметров топлива при разомкнутом управлении по начальной температуре t_н у прототипа (точки г, д, фиг. 2). Нагрузочная характеристика M-N (P_к ≈ const) показывает изменение скорости горения твердого топлива Δ U₂ для заявляемого ракетного двигателя твердого топлива (точки е, ж, фиг. 2) при том же разбросе параметров топлива.

Вследствие того что демпфер выполнен газовым, в виде двух непроточных полостей (фиг. 1) или с проточными полостями (фиг. 3), сразу после запуска двигателя, когда полости газового демпфера еще не заполнились газом полностью, сверхзвуковое сопло под действием перепада давлений приобретает значительную скорость. Для устранения этого недостатка в полости, где происходит уменьшение объема, дроссельные отверстия выполнены большего сечения, чем в полости, где объем увеличивается. Благодаря увеличенному сечению дроссельных отверстий, давление в полости сжатия нарастает быстрее и создает дополнительную силу торможения, что уменьшает перерегулирование, сокращает время переходного процесса и повышает устойчивость установившегося режима работы.

Под действием ускорения, действующего на ракету, сверхзвуковое сопло, подвешенное на пружинах 23, работает как датчик и регулятор ускорения: увеличивает площадь критического проходного сечения сверхзвукового сопла при увеличении ускорения и уменьшает его при замедлении ракеты. Кратковременное увеличение тяги при увеличении критического сечения не вызывает резкого смещения центрального тела, благодаря наличию демпфера, что предотвращает автоколебательный режим.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с размещенными в нем воспламенителем и зарядом. Заряд выполнен в виде топливной шашки. Центральное тело сверхзвукового сопла закреплено на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки. Направляющий стержень закреплен на дне корпуса со стороны, противоположной сверхзвуковому соплу. Сверхзвуковое сопло подпружинено относительно корпуса, установлено в телескопической направляющей и соединено жестко с поршнем, расположенным в цилиндре. Цилиндр закреплен на корпусе. Рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами, выполненными в горловине сверхзвукового сопла с дроссельными отверстиями, и образуют газовый демпфер с дроссельным каналом, выполненным в поршне. Тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе. Короткое плечо рычагов опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой. Полости демпфера соединены с закритической частью сверхзвукового сопла через выпускные дроссельные отверстия, соединенные каналом, проходящим в горловине сверхзвукового сопла. Дроссельные отверстия задней полости демпфера выполнены большего проходного сечения, чем дроссельные отверстия передней полости. Изобретение позволяет обеспечить устойчивую работу стабилизатора тяги с разомкнутым управлением по начальной температуре твердого топлива и замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорение ракеты. 2 з.п.ф-лы, 3 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенными в нем воспламенителем и зарядом в виде топливной шашки, сверхзвуковое сопло с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки, и направляющий стержень, закрепленный на дне корпуса со стороны, противоположной сверхзвуковому соплу, отличающийся тем, что сверхзвуковое сопло выполнено подпружиненным относительно корпуса, установлено в телескопической направляющей и соединено жестко с поршнем, расположенным в цилиндре, закрепленном на корпусе, причем рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами, выполненными в горловине сверхзвукового сопла с дроссельными отверстиями, и образуют газовый демпфер с дроссельным каналом, выполненным в поршне, а тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе, при этом короткое плечо рычагов опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой. 2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что полости демпфера соединены с закритической частью сверхзвукового сопла через выпускные дроссельные отверстия, соединенные каналом, проходящим в горловине сверхзвукового сопла. 3. Ракетный двигатель твердого топлива по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что дроссельные отверстия задней полости газового демпфера выполнены большего проходного сечения, чем дроссельные отверстия передней полости.