РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СМЕСЕВОГО ТВЁРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2003 года по МПК F02K9/10 

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности к РДТТ с зарядами из высокоимпульсных металлизированных смесевых твердых топлив, прочно скрепленными с корпусом, и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении твердотопливных ракетных двигателей, топлива которых склонны к вибрационному горению.

Объектом изобретения является ракетный двигатель со скрепленным с корпусом зарядом высокоимпульсного металлизированного смесевого твердого топлива, предназначенный для преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию носителя, он может быть использован для зенитных и тактических ракет большой и средней дальности и, в частности, ракетных установок морского базирования.

Характерным для ракетных комплексов корабельного базирования являются высокая тяговооруженность ракетного двигателя в момент старта и высокая надежность его работы на всей траектории полета ракеты, что определяется специфическими условиями их функционирования.

Поэтому необходимо создать ракетный двигатель с высокой степенью заполнения камеры топливом, с повышенными энергетическими характеристиками (т. е. использовать заряды твердого ракетного топлива (ЗТРТ) из высокоимпульсного металлизированного смесевого топлива) и стабильными внутрибаллистическими характеристиками.

Однако применение высокоимпульсного смесевого топлива в двигателях с высокой степенью заполнения топливом приводит к неустойчивости рабочего процесса, т.е. к возникновению колебаний давления в камере, как низкочастотных, так и высокочастотных, что неудовлетворительно влияет на надежность двигателя и ракеты в целом.

Поэтому при проектировании и разработке РДТТ, наряду с вопросами повышения полного импульса тяги двигателя, необходимо решать задачи обеспечения устойчивости рабочего процесса в нем.

В настоящее время эти работы ведутся, в основном, по пути изыскания внутренних резервов за счет установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных узлов заряда и двигателя, введения в конструкцию заряда специальных устройств для гашения колебаний.

Известен, например, ракетный двигатель твердого топлива по патенту US 3786633, МКИ F 02 K 9/06, 1974, в котором для гашения колебаний давления при возникновении нестационарного горения используется резонансный стержень, размещенный внутри канала.

Недостатком данного двигателя является снижение степени его заполнения топливом, а использование резонансных стержней не позволяет устранить ряд продольных мод низкочастотных колебаний.

Известны, например, ракетные двигатели твердого топлива по патентам RU 2102623, 6 F 02 K 9/26, от 19.03.1996 и RU 2125174 С1, F 02 K 9/18, от 20.02.1998, содержащие секционный заряд и расположенные между секциями акустические полости, служащие для демпфирования низко- и среднечастотных колебаний.

Недостатками данных конструкций ракетных двигателей являются: снижение степени заполнения двигателя топливом из-за наличия "свободных" акустических зон между секциями заряда и необходимостью дополнительной тепловой защиты корпуса двигателя от прогара в месте расположения распорных втулок (демпфирующих колец).

Наиболее близкими по технической сути и конструктивному оформлению является ракетный двигатель твердого топлива по патенту RU 2135806 С1, 6 F 02 К 9/18, от 24.06.1997, который принят авторами за прототип.

На Фиг. 1 показана конструкция двигателя-прототипа, содержащая переднее днище 1, корпус 2, в котором установлен секционный заряд твердого топлива 3, воспламенительное устройство 4, закрепленное на переднем днище 1, и сверхзвуковое сопло 5. Секционный заряд 3 состоит из передней 6 и задней 7 секций.

В секциях 6 и 7 заряда твердого топлива 3 выполнены центральные внутренние каналы 8 и 9, в передней секции 6 канал 8 имеет в поперечном сечении форму пятилучевой звезды 10, а в задней секции 7 канал 9 имеет ступенчатую цилиндрическую форму 11 с коническим участком 12. Между секциями 6 и 7 установлено демпфирующее кольцо 13.

Оптимальные соотношения геометрических размеров отдельных узлов и деталей двигателя позволяют повысить его энергетические характеристики и снизить разброс полного импульса, давления, времени работы.

Недостатки двигателя-прототипа:
1. Секционное исполнение заряда 3 твердого топлива с передним размещением секции 6 с центральным каналом 8 звездообразной формы приведет к эрозионному горению топлива внутри цилиндрического канала 9 задней секции 7.

2. Истечение продуктов сгорания из лучей канала 8 звездообразной формы передней секции 6 к сужающему участку 12 канала 9 заряда 3 задней секции 7 приведет к повышению местной скорости горения топлива на переднем торце секции 7, обращенном к лучам секции 6, и, как правило, к повышению давления в межсекционном объеме, торможению потока и потерям удельного импульса тяги двигателя.

3. Наличие демпфирующих колец 13 в межсекционном объеме требует дополнительной тепловой защиты корпуса 2 двигателя, что усложняет технологический процесс изготовления двигателя, обусловленный вклейкой демпфирующего кольца при сборке двигателя.

4. Наличие свободной (незаполненной топливом) межсекционной зоны 14 снижает коэффициент массового заполнения двигателя (плотность заряжания), а следовательно, и суммарный импульс тяги (снижает энергетические характеристики двигателя).

Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетного двигателя твердого топлива, имеющего высокие энергетические характеристики (тяговооруженность и суммарный импульс тяги), гашение и стабилизацию как высокочастотных, так и низкочастотных колебаний давления в двигателе в течение всего времени его работы при высоких параметрах плотности заряжения.

Задача решается за счет того, что в ракетном двигателе смесевого твердого топлива, содержащем корпус с размещенным в нем зарядом твердого топлива и воспламенительным устройством, закрепленным на переднем днище корпуса, и сверхзвуковое сопло, заряд имеет нависающий передний торец, поверхность горения которого составляет 0,05...0,09 поверхности горения, образованной канально-щелевой частью заряда и сопловым торцем, а воспламенительное устройство расположено в цилиндрической канальной части нависающего переднего торца заряда с кольцевым зазором с площадью проходного сечения, составляющей 0,38...0,45 площади критического сечения сопла, причем поверхность горения в переходе от нависающей части к цилиндрическому каналу имеет дополнительно оребрение различной формы (полукруглой, треугольной, прямоугольной) высотой 0,03. ..0,05 толщины кольцевого зазора между воспламенительным устройством и канальной частью нависающего торца, а проходное сечение на выходе из канально-щелевой части заряда составляет 2,73...3,21 площади критического сечения сопла.

Конструкция предлагаемого ракетного двигателя представлена на Фиг.2.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива состоит из корпуса 2, переднего днища 1, заряда 3 из высокоимпульсного металлизированного смесевого твердого топлива, воспламенительного устройства 4, сверхзвукового сопла 5.

Заряд твердого топлива 3 прочно скреплен с корпусом 2 ракетного двигателя, имеет нависающий передний торец, образующий с передним днищем 1 дополнительную камеру сгорания 15, канально-щелевую часть и сопловой торец, образующих с соплом основную камеру сгорания 16. Нависающий передний торец заряда имеет поверхность горения S_Т, а канально-щелевая часть заряда и сопловой торец имеют поверхность горения (S_К, S_Щ, S_C), обращенную к соплу, причем поверхность горения нависающего переднего торца составляет 0,05...0,09 поверхности горения, образованной канально-щелевой частью заряда и сопловым торцем.

Воспламенительное устройство 4 закреплено на переднем днище 1 и расположено в цилиндрической канальной части нависающего переднего торца с кольцевым зазором h, образованным между поверхностью цилиндрической канальной части нависающего переднего торца заряда и корпусом воспламенительного устройства, причем площадь проходного сечения кольцевого заряда составляет 0,38...0,45 площади критического сечения сопла.

Поверхность горения заряда твердого топлива в переходе от цилиндрической канальной части нависающего переднего торца к цилиндрическому каналу имеет дополнительно оребрение различной формы (полукруглой, треугольной, прямоугольной - фиг.2. варианты 1, 2, 3) высотой h₁ 0,03...0,05 толщины h кольцевого зазора между воспламенительным устройством и канальной частью нависающего торца.

Щелевая часть заряда твердого топлива обращена к соплу двигателя, причем проходное сечение на выходе из канально-щелевой части заряда составляет 2,73...3,21 площади критического сечения сопла.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. После срабатывания воспламенительного устройства 4 происходит заполнение продуктами сгорания основной и дополнительной камер сгорания двигателя, разогрев и воспламенение поверхностей горения заряда. При воспламенении топлива по всей поверхности нависающего торца S_Т происходит подъем статического давления в дополнительной камере и переток продуктов сгорания из дополнительной камеры в основную через кольцевой зазор n. Причем при соотношениях S_Т>0,09(S_К+S_Щ+S_С) и F_пр<0,38F_кр происходит эрозионное горение высокоимпульсного топлива, что приводит к нерасчетному режиму работы двигателя, а при соотношениях S_Т<0,05(S_К+S_Щ+S_С) и F_пp>0,45F_кp происходит докритическое истечение продуктов сгорания топлива через кольцевой зазор. Однако при этом снижается весовое совершенство двигателя, снижается его тяговооруженность в момент старта ракеты, снижаются энергетические характеристики двигателя.

Высокочастотные колебания давления стабилизируются в резонансной акустической полости дополнительной камеры сгорания 6, объем которой изменяется пропорционально скорости горения заряда, за счет перемещения нависающего торца по плоскостям горения, что позволяет постоянно стабилизировать высокочастотные колебания в двигателе по мере увеличения объема газов в камерах 15 и 16.

Наличие оребрения различной формы на поверхности горения в переходе от цилиндрической канальной части нависающего переднего торца к цилиндрическому каналу позволяет повысить тяговооруженность двигателя в момент запуска ракеты, развивая начальную поверхность горения заряда, причем количество выступающих ребер n и их длина L определяются расчетно-экспериментальным методом в зависимости от требований значений тяги двигателя при запуске. Величина дополнительной поверхности горения (S_доп) в начальный момент времени в зависимости от формы ребер составляет (см. Фиг.2, варианты 1, 2, 3):
1. Для полукруглых ребер (вариант 1)
S°доп

= (π•h₁-2h₁)L•n = 1,14h₁•L•n.
2. Для треугольных ребер (вариант 2)

3. Для прямоугольных ребер (вариант 3)
S□доп = 2h₁•L•n.
По известным зависимостям внутренней баллистики при прочих равных условиях тяга двигателя в начальный момент времени его работы возрастет в раз,
где S - начальная суммарная поверхность горения штатного заряда (без оребрения);
S_доп - дополнительная поверхность горения за счет оребрения;
υ - показатель степени в законе горения твердого топлива.

При выгорании оребренной части поверхности горения в переходе от нависающей части к цилиндрическому каналу поверхность "разглаживается" и горение топлива происходит по цилиндрическому "гладкому" каналу.

На Фиг.3 показана циклограмма распределения относительной тяги двигателя

во времени штатного варианта двигателя (без ребер) - кривая 1 и с оребрением - кривая 2, где R_i - текущая тяга двигателя; R_сp - средняя тяга двигателя.

При высоте h₁<0,03h развитие начальной поверхности горения недостаточно для начальной тяговооруженности, при высоте оребрения h₁>0,05h возможно превышение деформаций на канале заряда выше допустимых, а также превышение перепада давления между камерами 15 и 16, которое может привести к разрушению нависающего торца заряда и двигателя в целом в начальный момент времени.

На Фиг.4 показано размещение характерных точек по длине двигателя (а) и распределение относительного давления (Р_i/Р_mах) и относительной скорости газового потока (V_i/V_max) по длине двигателя (б).

При движении продуктов сгорания от переднего днища к соплу по центральному каналу происходит ускорение потока и падение полного давления (см. Фиг. 4). При выходе продуктов сгорания из канально-щелевой части (точка 8 на Фиг. 4) в предсопловый объем происходит расширение потока и его торможение, сопровождающееся подъемом статического давления, потерями полного давления, поглощением акустической энергии и гашением низкочастотных продольных колебаний давления.

Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением, сохранение оптимального соотношения геометрических размеров отдельных узлов и деталей позволят повысить начальную тяговооруженность и стабильность внутрибаллистических характеристик двигателя при расширенном спектре частот подавляемых колебаний, уменьшив одновременно потери полного давления, и поднять тем самым надежность и энергетические характеристики двигателя.

Указанный положительный эффект подтвержден огневыми стендовыми испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.

Ракетный двигатель смесевого твердого топлива содержит корпус с размещенными в нем зарядом твердого топлива и воспламенительным устройством, закрепленным на переднем днище корпуса, и сверхзвуковое сопло. Заряд топлива имеет нависающий передний торец. Воспламенительное устройство расположено в цилиндрической канальной части нависающего переднего торца заряда с кольцевым зазором. Поверхность горения в переходе от нависающей части к цилиндрическому каналу имеет дополнительно оребрение различной формы (полукруглой, треугольной, прямоугольной). Изобретение позволит создать ракетный двигатель твердого топлива, имеющий высокую тяговооруженность и суммарный импульс тяги и обеспечивающий эффективное гашение и стабилизацию как высокочастотных, так и низкочастотных колебаний давления в двигателе в течение всего времени его работы при высоких параметрах плотности заряжения. 4 ил.

Ракетный двигатель смесевого твердого топлива, содержащий корпус с размещенными в нем зарядом твердого топлива, воспламенительным устройством, закрепленным на переднем днище корпуса, и сверхзвуковое сопло, отличающийся тем, что заряд имеет нависающий передний торец, поверхность горения которого составляет 0,05. . . 0,09 поверхности горения, образованной канально-щелевой частью заряда и сопловым торцом, а воспламенительное устройство расположено в цилиндрической канальной части нависающего переднего торца заряда с кольцевым зазором, с площадью проходного сечения, составляющей 0,38. . . 0,45 площади критического сечения сопла, причем поверхность горения в переходе от нависающей части к цилиндрическому каналу имеет дополнительно оребрение различной формы (полукруглой, треугольной, прямоугольной) высотой 0,03. . . 0,05 толщины кольцевого зазора между воспламенительным устройством и канальной частью нависающего торца, а проходное сечение на выходе из канально-щелевой части заряда составляет 2,73. . . 3,21 площади критического сечения сопла.