УПРАВЛЯЕМЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2001 года по МПК F02K9/80 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ с командным регулированием величины тяги в полете в широких пределах.

Известно [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Кострукция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебное пособие для машиностроительных ВУЗов - М: Машиностроение, 1987, 328 с., ил.], что для решения таких задач, как перехват, сближение, коррекция траектории и дальности, маневрирование, причаливание или мягкая посадка в условиях космического полета, требуется регулирование тяги ракетного двигателя.

Регулирование величины тяги РДТТ может осуществляться посредством теплового ножа [Петренко В.И. и др. "РДТТ с регулируемым модулем тяги", Миасс, Издательство ГРЦ "КБ им. Академика В.П. Макеева", 1994, с. 69-70, рис. 3.1] Недостатками РДТТ такого типа являются:
- сравнительно большая масса и сложность конструкции;
- большие времена переходных процессов, связанные с геометрической перестройкой поверхности горения;
- большая длина двигателя, вызванная потребностью в большой величине толщины горящего свода для топлив с существующими скоростями горения;
- сравнительно малое время работы при заданной величине толщины горящего свода (уменьшить скорость горения топлива, варьируя его химическим составом, труднее, чем увеличить скорость горения, а тепловой нож может только увеличивать скорость горения).

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому положительному эффекту является управляемый ракетный двигатель [Фахрутдинов И. Х. , Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебное пособие для машиностроительных ВУЗов - М: Машиностроение, 1987, 328 с., ил., страницы 250, 251, рис. 9.47], содержащий заряд, сопло и гидравлический узел, состоящий из стакана и установленного в стакане с возможностью продольного перемещения поршня, жидкости-хладагента, находящейся в подпоршневой полости стакана, причем подпоршневая полость стакана связана с форсуночным блоком, обращенным в полость корпуса.

Управляющая функция такого двигателя ограничена регулированием величины суммарного импульса тяги гашением посредством впрыска воды. Основными недостатками двигателя с узлом гидрогашения являются:
- дискретность регулирования;
- возможное наличие нескольких воспламенителей увеличивает массу конструкции, приводит к ее усложнению;
- потребность большого расхода воды при впрыске усложняет форсуночный блок и увеличивает действующие нагрузки (давление в полости узла гидрогашения), то есть приводит к увеличению массы конструкции.

Технической задачей настоящего изобретения является упрощение конструкции и уменьшение ее массы; увеличение суммарного времени работы на данном топливе при заданных габаритах двигателя; уменьшение времени переходных процессов.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном управляемом ракетном двигателе, содержащем корпус, заряд, сопло и гидравлический узел, состоящий из обращенного в полость корпуса стакана, установленного в стакане с возможностью продольного перемещения поршня, жидкости-хладагента, находящейся в подпоршневой полости стакана, причем подпоршневая полость стакана связана с форсуночным блоком, обращенным в полость корпуса, поршень выполнен дифференциальным (т. е. ступенчатым), а между подпоршневой полостью и форсуночным блоком установлен регулируемый дроссель.

Технический результат достигается за счет эффекта снижения температуры продуктов сгорания при впрыске в камеру сгорания воды. Если интенсивность впрыска сопоставима с газоприходом от заряда, то наблюдается гашение заряда за счет интенсивного отбора тепла на нагрев и испарение впрыскиваемой воды. Если же интенсивность впрыска такова, что в любой момент работы двигателя в камере сгорания находится 10-15% воды, то температура в камере регламентировано снижается, не вызывая прекращения горения заряда. Вслед за снижением температуры понижается давление продуктов сгорания, уменьшая конвективный теплоподвод к поверхности горения (как вследствие снижения давления, так и вследствие снижения температуры). Скорость горения топлива и газоприход уменьшаются и двигатель переходит на режим пониженной тяги. Для того чтобы при этом не произошло гашение заряда, а процесс работы двигателя был бы устойчивым, устройство впрыска воды должно быть авторегулируемым, то есть при снижении давления в камере сгорания это устройство должно автоматически снижать интенсивность впрыска. Таким свойством авторегулируемости обладает узел впрыска с дифференциальным поршнем. Если геометрические параметры узла впрыска подобраны таким образом, что при уменьшении внутрикамерного давления интенсивность впрыска снижается на одном уровне с уменьшением газоприхода, то существует такое значение давления P_kmin , при котором двигатель будет устойчиво работать на режиме пониженной тяги. При изменении проходного сечения регулируемого дросселя меняется значение P_kmin .

Закономерности процесса регулирования расхода (и тяги) иллюстрируются фиг. 2. При установившемся (стационарном) режиме работы двигателя скорость движения дифференциального поршня равна

приход хладагента (воды) в камеру сгорания при этом составляет

(график П_ж=f(P_k) для фиксированного значения S представлен на фиг. 2).

При отсутствии впрыска в камеру сгорания газоприход от заряда равен
П_г= Fρ_тu₁Pνk

Расход продуктов сгорания или парогазовой смеси через сопло равен

На фиг. 2 представлен график G_г = f(P_k) для температуры чистых продуктов сгорания и график G_г+ж= f(P_k) для пониженной температуры парогазовой смеси, обеспечивающей повышенный расход (см. выражение (3)).

В приведенных выражениях приняты следующие обозначения:
Д - большой диаметр дифференциального поршня;
д - малый диаметр дифференциального поршня;
σ_кр - площадь критического сечения сопла;
F - площадь поверхности горения заряда;
S - проходное сечение регулируемого дросселя;
μ - коэффициент расхода жидкости;
ρ_ж - плотность жидкости;
ρ_т - плотность твердого топлива;
u₁ - скорость горения топлива при давлении 1 кГс/см²;
ν - показатель в законе скорости горения топлива;
R - газовая постоянная;
Т - температура в камере сгорания;
А - коэффициент, характеризующий истечение газа.

При отсутствии впрыска (S=0) двигатель работает при давлении P_k1 (см. фиг. 2), где П_г=G_г. Расход рабочего тела (продуктов сгорания) равен G₁.

При открытии регулируемого дросселя вследствие поступления в камеру сгорания хладагента по зависимости (1) газоприход от заряда уменьшается. График зависимости П_г+ж= f(P_k) для данного фиксированного значения S представлен на фиг. 2 (при построении этого графика площадь критического сечения мысленно зажимается). Устойчивая работа двигателя при впрыске возможна в точке, где газоприход П_г+ж становится равным расходу G_г+ж, то есть при давлении P_kmin. Расход рабочего тела (парогазовой смеси) при этом равен G₂ (см. фиг. 2).

Ввиду того, что G₂ < G₁, а также ввиду уменьшения удельного импульса тяги, зависящего от температуры в камере

тяга двигателя, равная произведению удельного импульса на расход, уменьшается. Для обратного увеличения тяги достаточно перекрыть регулируемый дроссель.

Предлагаемый двигатель способен обеспечивать как дискретно-ступенчатую циклограмму изменения тяги (фиг. 3а), так и плавное регулирование (фиг. 3б).

Допустим, что заданная циклограмма предусматривает до 50% ракетного топлива использовать на режимах пониженной тяги. Тогда необходимый запас воды составляет 0,5х0,2=0,1, т.е. 10% от массы заряда. Коэффициент массового совершенства обычных (нерегулируемых) РДТТ (отношение массы конструкции к массе топлива) составляет примерно 0,1. Допустим, что сухая масса конструкции предлагаемого двигателя в 2 раза больше, чем у обычных РДТТ. Тогда коэффициент массового совершенства предлагаемого двигателя с учетом потребного запаса хладагента составляет примерно 0,3, то есть массовое совершенство предлагаемого двигателя лучше, чем у большинства известных схем регулируемых РДТТ. Удельный импульс тяги предлагаемого двигателя, допускающего использование высокоэнергетичных топлив, также выше (большинство известных схем регулируемых двигателей с механическими регуляторами типа клапанов, теплового ножа и т.д. предполагает использование низкотемпературных топливных составов с малой энергетикой).

Увеличение суммарного времени работы двигателя при заданных габаритах, определяющих максимально возможную толщину горящего свода заряда при использовании топлив с существующей скоростью горения, достигается за счет того, что предлагаемый способ регулирования основан на понижении скорости горения топлива на режимах пониженной тяги посредством искусственного отбора тепла.

Предлагаемый двигатель имеет наименьшее время переходных процессов среди известных схем регулируемых РДТТ (как по сравнению с двигателями, процесс регулирования которых основан на геометрической перестройке поверхности горения под действием теплового ножа, так и по сравнению с двигателями, имеющими регулируемое критическое сечение сопла). У двигателя с регулируемым критическим сечением сопла при уменьшении тяги переходный процесс складывается из спада давления в камере сгорания до нового уровня и из уменьшения скорости горения, с одной стороны, отслеживающего спад давления, а с другой стороны, затягивающего этот спад (то есть процесс имеет "паразитную" долю газоприхода). У предлагаемого двигателя первоначальное снижение температуры (а значит, давления и газоприхода) происходит практически мгновенно (за 0,001-0,003 с). Время истечения "излишков" холодной парогазовой смеси сопоставимо с временем аналогичного процесса при регулировании критического сечения сопла, но происходит быстрее ввиду большего коэффициента истечения (выражение (3)) и отсутствия "паразитной" доли газоприхода. Кроме того, ввиду мгновенности уменьшения удельного импульса тяга двигателя снижается быстрее истечения "излишков" парогазовой смеси.

Минимальное время переходных процессов повышает точность регулирования.

Указанное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:
- на фиг. 1 представлен продольный разрез управляемого ракетного двигателя,
- на фиг. 2 представлена схема регулирования расхода (тяги) предлагаемым двигателем,
- на фиг. 3 представлены циклограммы изменения тяги (в координатах тяга R - время τ), которые способен обеспечить предлагаемый двигатель.

Управляемый ракетный двигатель содержит корпус 1 с зарядом 2. На корпусе 1 закреплен стакан 3, обращенный в полость корпуса 1. В стакане 3 установлен с возможностью продольного перемещения дифференциальный поршень 4. В подпоршневой полости 5 стакана 3 находится жидкость-хладагент 6 (например, вода). В полости корпуса 1 выполнен форсуночный блок 7, связанный через регулируемый дроссель 8 с подпоршневой полостью 5 стакана 3. Сопло 9 двигателя может быть выполнено в дифференциальном поршне 4 (или в корпусе 1). В исходном положении регулируемый дроссель 8 полностью перекрыт.

Устройство работает следующим образом. Запуск двигателя осуществляется посредством какого-либо из известных воспламенителей (не показан). После воспламенения давление в полости корпуса 1 поднимается до значения P_k1 (см. фиг. 2). Двигатель начинает работать на режиме маршевой тяги (с расходом G₁). При этом давление P_ж жидкости-хладагента 6 в гидравлической полости 5 под действием дифференциального поршня 4 превышает давление в камере сгорания:

При перекрытом дросселе 8 дифференциальный поршень 4 остается неподвижен. Для перехода двигателя на режим пониженной тяги открывается регулируемый дроссель 8. В результате впрыска жидкости-хладагента 6 в полость корпуса 1 по зависимости (1) температура, давление и газоприход уменьшаются, и двигатель начинает работать на режиме пониженной тяги (с расходом G₂). При изменении проходного сечения регулируемого дросселя 8 меняются параметры работы двигателя (давление P_kmin, расход G₂, тяга). При перекрытии регулируемого дросселя 8 двигатель возвращается на режим маршевой (максимальной) тяги.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран управляемый ракетный двигатель [Фахрутдинов И. Х. Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебное пособие для машиностроительных ВУЗов - М: Машиностроение, 1987, 328 с., ил., страницы 250, 251, рис. 9.47], заключается в упрощении конструкции и уменьшении ее массы; увеличении суммарного времени работы на данном топливе при заданных габаритах двигателя; уменьшении времени переходных процессов.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей с твердым топливом с командным регулированием величины тяги в полете в широких пределах. В ракетном двигателе, содержащем корпус 1, заряд 2, сопло 9 и гидравлический узел, состоящий из обращенного в полость корпуса 1 стакана 3, установленного в стакане 3 с возможностью продольного перемещения поршня 4, жидкости-хладагента 6, находящейся в подпоршневой полости 5 стакана 3, причем подпоршневая полость 5 стакана 3 связана с форсуночным блоком 7, обращенным в полость корпуса 1, поршень 4 выполнен дифференциальным (т.е. ступенчатым), а между подпоршневой полостью 5 и форсуночным блоком 7 установлен регулируемый дроссель 8. Изобретение позволяет упростить конструкцию и уменьшить массу, увеличить суммарное время работы на данном топливе при заданных габаритах двигателя, уменьшить время переходных процессов. 3 ил.

Управляемый ракетный двигатель, содержащий корпус, заряд, сопло и гидравлический узел, состоящий из обращенного в полость корпуса стакана, установленного в стакане с возможностью продольного перемещения поршня, жидкости-хладагента, находящейся в подпоршневой полости стакана, причем подпоршневая полость стакана связана с форсуночным блоком, обращенным в полость корпуса, отличающийся тем, что поршень выполнен дифференциальным (т.е. ступенчатым), а между подпоршневой полостью и форсуночным блоком установлен регулируемый дроссель.