РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ Российский патент 2003 года по МПК F02K9/12 

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на твердом топливе.

Общеизвестны и широко применяются ракетные двигатели на твердом топливе в различных конструкциях вариантах исполнения в зависимости от назначения (см. , например, Фахрутдинов и др., Конструкция и проектирование ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1987, стр. 6 рис. 1.3, стр. 8, рис 1.4 стр. 10, рис. 1.6).

Для всех вариантов исполнения таких двигателей обязательно наличие камеры сгорания с сопловым блоком и заряда твердого топлива, помещенного в камеру. Путем сжигания заряда производят высвобождение запасенной в нем потенциальной энергии, которая аккумулируется в образующихся при этом газах, нагреваемых до высоких температур В зависимости от соотношения газопритока от горящего заряда газов и газооттока их через проходное поперечное сечение соплового блока в полузамкнутом объеме камеры сгорания устанавливается определенное давление. Под воздействием давления газы истекают через сопло, разгоняясь до высоких скоростей, приобретая определенное количество движения. Соответственно такое же количество движения приобретает ракета. Потенциальная химическая энергия только частично преобразуется в двигателе в полезную механическую энергию движения, а частично теряется в виде тепла уносимого неостывшими газами.

Двигатели рассмотренных выше конструкций порождают ряд трудно преодолимых проблем.

1). На активном участке движения ракеты двигатель разгоняет наряду с полезной нагрузкой также камеру сгорания с сопловым блоком. Затраченная на разгон последних энергия отнимается у полезной нагрузки. Поскольку масса камеры сгорания с сопловым блоком в ракетах большой дальности значительно превосходит массу полезной нагрузки, то отрицательное влияние на эффективность ракеты такого фактора весьма значительно. Отрицательное влияние этого фактора снижают использованием принципа многоступенчатости в конструкции ракет дальнего действия, использованием цельноскрепленного со стенками камеры сгорания зарядов и другими мероприятиями.

2). Проблемой для ракет на твердом топливе является достижение высокой тяговооруженности (отношение величины общей тяги к начальному весу ракеты). От этого фактора напрямую зависит время разгона ракеты до заданной скорости. Для некоторых типов ракет желательная тяговооруженность не достигается. Как показали основательные исследования по этому вопросу для повышения тяговооруженности необходимо скорость нагрева твердого топлива в двигателе повысить более, чем на порядок по сравнению с достигнутым уровнем. Реальные возможности такого повышения в настоящее время не просматриваются.

3). Остро стоит проблема повышения удельного импульса твердых топлив. Теоретически повысить удельный импульс можно двумя путями: увеличением энергосодержания топлива и увеличением кпд использования этой энергии.

Повышение энергосодержания - очень трудная проблема. Кпд использования можно повысить повышением давления в камере сгорания, но это влечет повышение ее веса. Практика проектирования ракет показала, что в маршевых двигателях оптимальная величина среднего давления в зависимости от назначения ракеты находится в пределах от 40 г/см² до 100 кг/см². При отношении давления в камере сгорания к давлению на срезе сопла 40 к 1 тепловой кпд двигателя в зависимости от состава топлива будет в пределах от 40% до 50%.

В качестве прототипа нашему изобретению по принципу близости конструкции выбрал патент SE 137341 А, НКИ 463:3, опубликованный 16.09.1952. В патенте описан ракетный двигатель, выполненный в виде открытого заряда. Двигатель состоит из набора слоев топлива из детонирующего вещества, отделенных друг от друга пластинами перегородок из инертного материала, толщина которых подобрана так, что замедляет распространение детонации от одного слоя к другому. В варианте исполнения конструкции предусмотрена передача детонации от одного слоя к последующему посредством детонирующего шнура.

Прототип имеет следующие недостатки.

1). Масса инертных перегородок составляет значительную долю общей массы заряда и, следовательно, содержание энергии в единице массы заряда будет значительно снижено и, соответственно, снижен удельный импульс. Кроме того, инертные перегородки под воздействием высокого давления детонации слоя ВВ подвергнутся глубоким необратимым деформациям, которые перейдут в тепловую энергию, которая будет дополнительно потеряна.

2). К детонирующему слою в патенте на предъявлено требование быть "тонким", а к веществу заряда быть ударовязким. Однако только в "тонких" детонирующих слоях разлет газообразных продуктов детонации в поперечном направлении будет несущественным. Если вещество заряда не будет ударовязким, то заряд от действия ударного детонирующего слоя подвергнется разрушениям, теряя монолитность. В патенте не приведен пример взрывчатого вещества, пригодного для предлагаемого двигателя. Прессованные кристаллические бризантные взрывчатые вещества типа тротила, гексогена, тэнa и аналогичным им для этой цели не подходят. Видимо автор не располагал подходящим примером вещества.

3). 3адержка распространения детонации до необходимой величины посредством изменения толщины инертных прокладок - нереальна. Частота взрывов не должна превышать 500-800 в секунду. При большей частоте газы от детонирующего слоя, толкая инертную перегородку, не успевают достаточно полно расшириться в осевом направлении и начнут разлетаться в радиальном. Например, при суммарной толщине детонирующего слоя и инертной перегородки 10 мм и частоте взрывав 500 в секунду скорость распространения процесса должна быть 5 м/сек. С такой малой скоростью детонация распространяться не может. Перегородками можно снизить скорость детонации для твердых плотных взрывчатых веществ порядка не более 20% от максимальных для них 6000-7000 м/сек. Далее процесс прекратится.

4). Если использовать для передачи детонации от слоя к слою детонирующие шнуры, что предлагается в варианте патента, то длина их отрезков понадобится порядка 15 м. Конструктивно очень сложно расположить такие отрезки шнура между слоями взрывчатого вещества.

Таким образом, двигатель, описанный в патенте SE 13734 A, вряд ли будет работоспособным вообще и безусловно неконкурентоспособным по сравнению с существующими двигателями, использующими горение топлива.

Целью настоящего изобретения является создание работоспособного ракетного двигателя на твердом топливе на основе использования детонации, который устранит или значительно продвинет решение ряда проблем существующих ракетных двигателей, основанных на сгорании твердого топлива в камере и истечении газов через сопловой блок.

На чертеже представлена принципиальная основа конструкции предлагаемого двигателя. Цифрой (1) обозначен полезный груз. Двигатель выполнен в виде открытого заряда (2) из ударно-вязкого вещества. Он сложен из тонких слоев топлива (3) и (4), расположенных в поперечном по отношению к оси заряда направлении и скрепленных между собой в целое. Слои (3) выполнены из вещества с высокой детонационной способностью. Толщина этих слоев значительно больше критической толщины детонации вещества, из которого они выполнены. Слои (4) выполнены из вещества с невысокой детонационной способностью. Толщина их меньше критической толщины детонации вещества, из которого они выполнены, но достаточна, чтобы воспрепятствовать передаче детонации от одного слоя (3) последующему слою (3). Как следует из чертежа слои (3) и (4) перемежаются.

Двигатель снабжен системой поочередного инициирования детонации в слоях (3) с заданной постоянной или переменной частотой вплоть до прекращения инициирования и его многократного возобновления через задаваемые промежутки времени. Система инициирования состоит из искровых капсюлей-детонаторов, которые установлены не непосредственно на детонирующие слои, а на язычки из этого вещества, которые направлены от слоя вперед на некоторое расстояние и отделены от заряда инертной перегородкой, генератора электрического напряжения порядка нескольких кВ и системы проводов от генератора высокого напряжения к микрокапсюлям-детонаторам. Все микрокапсюли-детонаторы за исключением установленного на последний детонирующий слой заблокированы. После взрыва этого последнего микрокапсюля-детонатора разблокируется следующий микрокапсюль-детонатор и т.д.

Рa6oтa двигателя начинается с инициировании детонации в тонком слое (3), расположенном на заднем торце заряда. В результате детонации вещество слоя превращается в газы, давление которых превышает 100000-200000 кг/см², нагретые до температуры 3000^oС и выше. Под действием этого давления газы разлетаются в направлении градиента т.е. перпендикулярно поверхности торца заряда (термин "тонкий" слой топлива как раз и означает, что отношение толщины слоя к диаметру таков, что подавляющая часть газов разлетается перпендикулярно поверхности торца заряда, а с боковой поверхности разлет газов незначителен).

При детонации первого слоя больше половины его потенциальной энергии переходит в кинетическую энергию разлета газов. Менее половины энергии расходуется на интенсивную пластическую деформацию слоев топлива, примыкающих к детонирующему слою, производя по ним интенсивный удар. Проведенными нами экспериментами установлено, что при использовании существующих баллиститных ракетных топлив при комнатной температуре детонация слоя толщиной 1,2 мм (при его критической толщине детонации 1,1 мм) не производит разрушение заряда диаметром 40 мм (критическая толщина детонации 18 мм), но производит интенсивную пластическую деформацию торца на глубине порядка 4-5 мм, резко убывающую с увеличением глубины.

Энергия, затраченная на пластическую деформацию слоя топлива, трансформируется в тепловую. Топливо в слое нагревается первоначально до температуры начала разложения, затем могут идти эндотермические процессы испарения, разрыва молекулярных связей и др. В результате слой топлива (4), разделяющий слои топлива (3), приобретает состояние, близкое к началу экзотермических реакции или даже начало их, то есть слой топлива (4) приобретает значительное дополнительное энергосодержание и высокую реакционную способность. Такие же процессы, но в меньшей мере, происходят и в слое (3), расположенном под слоем (4) и несколькими последующими слоями.

Следующим этапам работы двигателя является инициирование детонации во втором слое (3). Интенсивное ударное воздействие от детонации этого слоя (3) на покрывающий его и ранее подвергнутый действию детонации слой (4) приводит к его раздроблению и быстрому протеканию в нем экзотермических реакций. Одновременно детонация второго слоя (3) производит ударное воздействие на расположенные под ним слои твердого топлива по рассмотренной выше схеме. Энергосодержание последующих детонирующих слоев возрастает по закону убывающей геометрической прогрессии, стремясь к определенному пределу, величина которого тем меньше, чем меньше доля энергосодержания детонирующего слоя топлива, расходуемого на пластическую деформацию. После достижения предела детонирующий слой топлива хотя и будет по-прежнему только часть возросшего энергосодержания расходовать на движение газов в осевом направлении, но по своей численной величине она будет равна начальному энергосодержанию детонирующего слоя, как будто он опирается на абсолютно твердое тело. Таким образом, в предлагаемой конструкции энергия, затрачиваемая на пластическую деформацию, не теряется, а используется полезно.

Предлагаемый ракетный двигатель на твердом топливе имеет следующие преимущества по сравнению с аналогами.

1). Полностью устраняется проблема отрицательного влияния на эффективность ракеты пассивного веса камеры сгорания и соплового блока, являющихся обязательными элементами конструкции аналогов, поскольку в предлагаемом двигателе они отсутствуют.

2). В предлагаемом двигателе обеспечивается возможность в широких пределах изменять тягу, причем в отличие от аналогов не только по заранее заданной жесткой программе, но также оперативно в процессе полета ракеты. Также возможно многократно прекращать работу двигателя и затем возобновлять ее через задаваемые промежутки времени.

3). За счет повышения частоты взрывов слоев топлива предлагаемый двигатель может развивать на порядок большую, по сравнению с достигнутой аналогами, тяговооруженность ракеты. Например, если задать тягу поперечного сечения заряда 50 кг/см² (т.е. 5000 кг/дм²),то при удельном импульсе 250 кг•с/кг скорость продвижения фронта превращения топлива в газ должна быть 1250 мм/с. Если принять толщину пары слоев топлива равной 3 мм, нужно обеспечить частоту взрывов 416 в секунду.

4). Оценка величины удельного импульса, получаемого в предлагаемом двигателе с единицы массы твердого топлива, является сложным вопросом.

Для традиционного ракетного двигателя можно считать, что часть потенциальной энергии топлива превращается в кинетическую энергию истекающих через сопло в стационарном режиме газов. Поэтому можно записать для единицы массы топлива

где E₀ - потенциальная химическая энергия единицы массы топлива,
η - доля этой энергии, переходящая в кинетическую энергию движущегося газа. Она достаточно точно вычисляется через соотношение, перепада давления в камере сгорания и на срезе сопла и для перепада 40 к 1 равна 0,4-0,5 (в зависимости от состава топлива).

Количество движения для единицы массы истекающих газов, учитывая стационарный характер процесса будет
J_г = V, (2)
откуда
Ранее уже доказывалось, что в предлагаемом двигателе практически вся потенциальная химическая энергия переходит в кинетическую энергию движущегося газа. Если бы наш двигатель работал в стационарном, а не пульсирующем режиме, то прирост удельного импульса топлива достиг бы 40-50%. Но наш двигатель работает в пульсирующем режиме и разные части массы газа движутся с разными скоростями, что ведет к потере количества движения. Поэтому для нашего двигателя формулу (3) следует записать

где ϕ - коэффициент, учитывающий потери от нестационарности, а η отсутствует, поскольку он близок 1.

Для прояснения вопроса сначала рассмотрим абстрактную схему.

Пусть тонкий детонирующий слой топлива опирается на абсолютно твердое, массивное тело. В этом случае практически вся потенциальная химическая энергия слоя перейдет в кинетическую энергию газа, разлетающегося перпендикулярно поверхности слоя. Из экспериментов известно, что первые доли газа разлетаются с очень высокой скоростью, унося значительную энергию, но небольшое количество движения, а последние доли движутся с небольшой скоростью. Для такого нестационарного потока газов можно считать, что скорость газов является функцией распределения по массе V = f(m). Аппроксимируем V = f(m) степенной функцией V = kmⁿ.

Выделим на поверхности слоя площадку такой величины, что из нее истекает единица массы газа. Тогда для нее

а интеграл
dI_Д = Vdm = kmⁿ • dm,
а интеграл
Представляя (5) и (6) в (4) получим

При n = 0 (V = Const) получаем ϕ = 1, при n = 1 получаем ϕ = 0,86, при n = 2 получаем ϕ = 0,74, при n = 3 получаем ϕ = 0,66. То есть с увеличением разбега скорости по массе газа величина импульса снижается и уже при n = 3 импульс становится равным импульсу в традиционном двигателе.

Однако в предлагаемом двигателе величина разбега скорости по истекающей массе газов хотя и не устранена, но весьма значительно снижена особенностями его конструкции. Скорость разлета первых долей газа при детонации слоя (3) тормозится, поскольку газы должны толкать покрывающий слой (4), который к тому же реагирует, создавая противодавление. А последние доли газа ускоряются движением следующего слоя (4) от детонации следующего слоя (3). По нашим оценкам в предлагаемом двигателе с топлива будет снят удельный импульс на 20% больше, чем в традиционном двигателе, основанном на сгорании топлива (при перепаде в последнем давления 40 к 1).

Ракетный двигатель на твердом топливе состоит из слоев топлива, расположенных в поперечном по отношению к оси заряда направлении и снабжен системой инициирования, обеспечивающей поочередную детонацию слоев вещества. Слои топлива с высокой детонационной способностью, толщина которых значительно больше критической толщины детонации топлива, перемежаются с другими слоями топлива из вещества с невысокой детонационной способностью, толщина которых значительно меньше его критической толщины детонации, но достаточна, чтобы воспрепятствовать передаче детонации от предыдущего слоя с высокой детонационной способностью последующему слою с высокой детонационной способностью. Слои топлива с высокой детонационной способностью и слои топлива с невысокой детонационной способностью скреплены друг с другом. Система инициирования обеспечивает поочередную детонацию слоев вещества с заданной постоянной или переменной частотой. Изобретение позволяет создать ракетный двигатель с высоким удельным импульсом тяги и возможностью изменения тяги в широких пределах. 1 ил.

Ракетный двигатель на твердом топливе, выполненный в виде открытого заряда, состоящего из слоев топлива, расположенных в поперечном по отношению к оси заряда направлению, и снабженный системой инициирования, обеспечивающей поочередную детонацию слоев вещества, отличающийся тем, что слои топлива выполнены тонкими и выполнены из ударовязкого вещества, при этом одни слои топлива выполнены из вещества с высокой детонационной способностью, толщина которых значительно больше его критической толщины детонации, и перемежаются с другими слоями топлива из вещества с невысокой детонационной способностью, толщина которых значительно меньше его критической толщины детонации, но достаточна, чтобы воспрепятствовать передаче детонации от предыдущего слоя с высокой детонационной способностью последующему слою с высокой детонационной способностью, при этом слои топлива с высокой детонационной способностью и слои топлива с невысокой детонационной способностью скреплены друг с другом, а система инициирования обеспечивает поочередную детонацию слоев вещества с заданной постоянной или переменной частотой через определенные промежутки времени.