РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2001 года по МПК F02K9/26 

Описание патента на изобретение RU2173783C1

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигателей различного назначения.

При создании твердотопливных двигателей большого удлинения, L/D ≥ 8 - 10 (L и D - длина и диаметр камеры сгорания соответственно), разработчики столкнулись с серьезной проблемой - возникновением в процессе работы двигателей продольных пульсаций внутрикамерного давления (продольных акустических колебаний) и соответственно тяги с низкими частотами, которые зависят от длины камеры сгорания (f = a/2L, где f - частота пульсаций (колебаний), а - скорость звука).

Пульсация давления снижает надежность работы конструкции, а пульсация тяги увеличивает нагрузку на элементы ракеты, особенно на систему управления, и степень риска возникновения резонанса в конструкции.

Стимулятором возникновения пульсаций давления в камере двигателя (как поперечных, так и продольных) является пульсационное горение заряда, которое присуще твердому топливу.

Известны устройства - поглотители акустических колебаний: противорезонансные поперечные диафрагмы и продольные перегородки типа лопасти (патент США N 3327481), резонансные стержни (патент США N 3786633) и др. Эти устройства существенно усложняют конструкцию двигателя, ухудшают условия воспламенения и горения заряда, требуют тепловой защиты, дефицитных термостойких материалов.

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус большого удлинения и канальный заряд, прочноскрепленный с корпусом (патент США N 3665706, МКИ F 02 K 9/04). Для ослабления пульсационного горения в нем к переднему днищу камеры сгорания прикреплен газодинамический демпфер, содержащий корпус с установленным в нем зарядом и расходным отверстием (соплом). Пульсации в струе газа, вытекающего из расходного узла демпфера, накладываются на пульсации газа в камере двигателя, уменьшая амплитуду последних.

Двигатель обладает существенным недостатком, заключающимся в сложности реализации задачи снижения пульсаций. Практически необходимо отработать специальный двигатель с определенными характеристиками.

Технической задачей настоящего изобретения является упрощение конструкции двигателя, повышение эффективности подавления продольных пульсаций давления с низкими частотами.

Технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус большого удлинения, заряд, прочноскрепленный с корпусом и имеющий центральный канал и равный по длине свод горения, сопло, корпус выполнен из переднерасположенной цилиндрической части меньшего диаметра и заднерасположенной цилиндрической части большего диаметра, соединенных коническим переходником, диаметр заднерасположенной части корпуса не менее чем в полтора раза превышает диаметр переднерасположенной части корпуса, а длина его составляет 0,1-0,3 общей длины корпуса, при этом горловина сопла выполнена из уносимого материала и на ней, со стороны входной части, выполнен уступ.

Указанные отличительные признаки выявлены в процессе отработки твердотопливных двигателей большого удлинения.

Работы по исключению пульсаций проводились по нескольким направлениям, включая поиск геометрической формы корпуса двигателя и соответственно камеры сгорания, входной части сопла, поиск геометрических соотношений проточного тракта заряда.

При этом необходимо было обеспечить постоянство поверхности горения заряда.

В процессе экспериментальных работ было установлено, что пульсации в первой половине работы двигателя могут быть существенно снижены за счет выбора формы корпуса и проточного тракта заряда.

Указанные выше форма и соотношение размеров корпуса и заряда позволили, с одной стороны, обеспечить эффективный вынос акустических колебаний (за счет большой скорости потока в переднерасположенной части заряда), а с другой стороны снизить амплитуду продольных колебаний в более широкой части заряда (за счет наложения в ней колебаний, возникающих в двух зонах заряда).

Во второй половине времени работы двигателя (после существенного разгара канала заряда) пульсации давления заметно возрастали, и потребовалось увеличение критического сечения сопла (проходного отверстия горловины). Увеличение площади проходного сечения горловины сопла осуществлялось путем применения уносимого материала и уступа, выполненного со стороны входной части.

Вследствие того, что разгар горловины сопла приводит к уменьшению удельного импульса тяги двигателя, уступ выполнялся таким образом, чтобы в первой половине времени работы проходное сечение ее практически не изменялось, а во второй - резко увеличивалось. Это условие выполнялось при диаметре сопряжения входной части разгораемой горловины с торцем уступа не менее 2/3 диаметра канала у его переднего торца.

На фиг. 1 изображен заявляемый двигатель.

Корпус двигателя содержит переднерасположенную цилиндрическую часть 1 и заднерасположенную цилиндрическую часть 2 большего диаметра, соединенные коническим переходником 3. Корпус снаряжен зарядом 4, причем канал, аналогично корпусу, имеет два участка разного диаметра. Свод заряда в двух частях корпуса выполнен одинаковым.

Диаметр заднерасположенной части корпуса не менее чем в 1,5 раза превышает диаметр переднерасположенной части, а длина его составляет 0,1-0,3 общей длины корпуса. Сопло 5 содержит разгораемую горловину 6. На входной части 7 горловины 6 образован уступ 8. Диаметр сопряжения D входной части 7 составляет не менее 2/3 диаметра d канала заряда у его переднего торца.

Особенности работы двигателя связаны, в основном, с разгаром горловины сопла.

Эскиз горловины сопла с уступом и ее разгар в процессе работы приведены на фиг. 2.

В процессе разгара горловины сопла имеет место различное воздействие двухфазного потока продуктов сгорания на ее поверхность. Радиальная скорость химической и тепломеханической эрозии поверхности горловины 6 вдоль оси двигателя на 1-2 порядка меньше лобовой эрозии уступа 8 за счет выпадения частиц конденсированной фазы на торец уступа.

На фиг. 2 приведено изменение поперечного сечения горловины сопла в процессе работы двигателя. Конструкция горловины сопла с уступом позволяет изменением длины горловины L варьировать временем начала ее интенсивного разгара, изменением размера D уступа позволяет варьировать величиной разгара, т. е. оказывать влияние на амплитуду пульсаций давления в камере сгорания со снижением ее до допустимого уровня или полного исключения.

Таким образом, заявляемая конструкция твердотопливного двигателя позволяет исключить пульсации давления в камере сгорания в течение всего времени работы двигателя, тем самым повысить надежность его работы.

Похожие патенты RU2173783C1

название год авторы номер документа
РАКЕТНАЯ ТВЕРДОТОПЛИВНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА 2000
  • Соколовский М.И.
  • Саков Ю.Л.
  • Зыков Г.А.
  • Иоффе Е.И.
  • Чудинов И.П.
  • Зарицкий В.И.
  • Каримов В.З.
  • Ефремов Г.А.
  • Леонов А.Г.
  • Минасбеков Д.А.
  • Талалаев А.П.
  • Колесников В.И.
  • Амарантов Г.Н.
  • Шамраев В.Я.
  • Баранов Г.Н.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Федченко Н.Н.
  • Вронский Н.М.
  • Ломаев В.И.
  • Сироткин А.К.
RU2190112C2
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1998
  • Лужков Ю.М.
  • Алексенко М.Н.
  • Кузнецов П.В.
RU2187012C2
ЗАРЯД СКРЕПЛЕННЫЙ 2000
  • Зыков Г.А.
  • Иоффе Е.И.
  • Лянгузов С.В.
  • Шляпин Я.К.
  • Амарантов Г.Н.
  • Баранов Г.Н.
  • Шамраев В.Я.
RU2190113C2
СПОСОБ УТИЛИЗАЦИИ ЗАРЯДОВ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 2004
  • Иванов Александр Сергеевич
  • Опарин Валерий Георгиевич
  • Прогаров Валерьян Полуэктович
RU2274759C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1995
  • Лянгузов С.В.
RU2109159C1
ТВЕРДОТОПЛИВНАЯ РАЗГОННАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА 2000
  • Соколовский М.И.
  • Зыков Г.А.
  • Иоффе Е.И.
  • Лянгузов С.В.
  • Огнев С.В.
  • Леонов А.Г.
  • Минасбеков Д.А.
RU2175726C1
УСТРОЙСТВО ВОСПЛАМЕНЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1997
  • Соколовский М.И.
  • Гапаненко В.И.
  • Лянгузов С.В.
  • Тодощенко А.И.
RU2127821C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 1997
  • Соколовский М.И.
  • Гапаненко В.И.
  • Лянгузов С.В.
  • Тодощенко А.И.
RU2129220C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1998
  • Денежкин Г.А.
  • Семилет В.В.
  • Обозов Л.И.
  • Борисов О.Г.
  • Петуркин Д.М.
  • Макаровец Н.А.
  • Куценко Г.В.
  • Некрасов В.И.
  • Шеврикуко И.Д.
  • Амарантов Г.Н.
  • Смирнов В.Д.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Вронский Н.М.
  • Лисовский В.М.
  • Гринберг С.И.
  • Макаров Л.Б.
  • Филатов В.Г.
RU2125174C1
ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2008
  • Лянгузов Сергей Викторович
  • Лянгузова Лариса Владимировна
  • Налобин Михаил Алексеевич
RU2379539C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 173 783 C1

Реферат патента 2001 года РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус большого удлинения, заряд, прочноскрепленный с корпусом и имеющий центральный канал и равный по длине свод горения и сопло. Корпус выполнен из переднерасположенной цилиндрической части меньшего диаметра и заднерасположенной цилиндрической части большего диаметра, соединенных коническим переходником. Диаметр заднерасположенной части корпуса не менее чем в полтора раза превышает диаметр переднерасположенной части корпуса, а длина его составляет 0,1 - 0,3 общей длины корпуса. Горловина сопла выполнена из уносимого материала и на ней со стороны входной части выполнен уступ. Изобретение позволяет исключить пульсации давления в камере сгорания в течение всего времени работы двигателя и тем повысить надежность его работы. 2 ил.

Формула изобретения RU 2 173 783 C1

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус большого удлинения, заряд, прочноскрепленный с корпусом и имеющий центральный канал и равный по длине свод горения, сопло, отличающийся тем, что в нем корпус выполнен из переднерасположенной цилиндрической части меньшего диаметра и заднерасположенной цилиндрической части большего диаметра, соединенных коническим переходником, диаметр заднерасположенной части корпуса не менее чем в полтора раза превышает диаметр переднерасположенной части корпуса, а длина его составляет 0,1-0,3 общей длины корпуса, при этом горловина сопла выполнена из уносимого материала и на ней со стороны входной части выполнен уступ.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2001 года RU2173783C1

US 3665706 A, 30.05.1972
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1998
  • Борисов О.Г.
  • Петуркин Д.М.
  • Филатов В.Г.
  • Герасимов В.Д.
  • Денежкин Г.А.
  • Семилет В.В.
  • Куценко Г.В.
  • Некрасов В.И.
  • Шеврикуко И.Д.
  • Амарантов Г.Н.
  • Смирнов В.Д.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Вронский Н.М.
  • Лисовский В.М.
  • Гринберг С.И.
  • Макаров Л.Б.
RU2125173C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1998
  • Денежкин Г.А.
  • Семилет В.В.
  • Обозов Л.И.
  • Борисов О.Г.
  • Петуркин Д.М.
  • Макаровец Н.А.
  • Куценко Г.В.
  • Некрасов В.И.
  • Шеврикуко И.Д.
  • Амарантов Г.Н.
  • Смирнов В.Д.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Вронский Н.М.
  • Лисовский В.М.
  • Гринберг С.И.
  • Макаров Л.Б.
  • Филатов В.Г.
RU2125174C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1998
  • Аляжединов В.Р.
  • Белобрагин В.Н.
  • Борисов О.Г.
  • Денежкин Г.А.
  • Каширкин А.А.
  • Макаровец Н.А.
  • Семилет В.В.
  • Подчуфаров В.И.
RU2147342C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1996
  • Арашкевич И.М.
  • Белобрагин В.Н.
  • Борисов О.Г.
  • Денежкин Г.А.
  • Макаровец Н.А.
  • Подчуфаров В.И.
  • Проскурин Н.М.
  • Семилет В.В.
RU2102623C1
US 3795106 A, 05.03.1974.

RU 2 173 783 C1

Авторы

Соколовский М.И.

Саков Ю.Л.

Зыков Г.А.

Иоффе Е.И.

Чудинов И.П.

Зарицкий В.И.

Каримов В.З.

Ефремов Г.А.

Леонов А.Г.

Минасбеков Д.А.

Талалаев А.П.

Колесников В.И.

Амарантов Г.Н.

Шамраев В.Я.

Баранов Г.Н.

Кузьмицкий Г.Э.

Федченко Н.Н.

Вронский Н.М.

Ломаев В.И.

Сироткин А.К.

Даты

2001-09-20Публикация

2000-05-10Подача