ИМПУЛЬСНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2003 года по МПК F02K9/28 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно импульсным (время работы ≤0,3 с), с "щеточным" пороховым зарядом. В "щеточной" конструкции порохового заряда шашки закрепляются на переднем дне камеры двигателя, обеспечивая тем самым значительное увеличение единичного импульса двигателя по сравнению с вкладной конструкцией заряда. Для пороховых зарядов импульсных РДТТ, состоящих из большого количества (200-300) канальных шашек всестороннего горения, наиболее приемлемым вариантом крепления шашек является вклейка их в переднее дно камеры [1].

Недостатком такой конструкции заряда является неполное сгорание шашек. После окончания работы двигателя на переднем дне камеры остаются вклеенные части шашек, которые повторно воспламеняются и догорают с образованием светящегося факела. При этом время догорания может в сотни раз превышать время основной работы двигателя. Образующийся при этом светящийся факел приводит к нарушению работоспособности оптической системы управления ракетой.

Известна конструкция "щеточного" заряда [2], в которой для уменьшения времени догорания остатков пороха введен промежуточный элемент-штифт, с помощью которого шашка вклеена в переднее дно камеры двигателя. В этом случае пороховой остаток, а следовательно, и время его догорания уменьшаются в ~ 2 раза.

Однако полностью исключить пороховые остатки такая конструкция не может.

Более радикальным решением проблемы могло бы быть гашение пороховых остатков сразу же после окончания работы двигателя. В качестве примера такого решения можно привести РДТТ с отсечкой тяги [3]. Указанный РДТТ содержит камеру с пороховым зарядом и устройство для отсечки тяги. В обечайке камеры выполнены радиальные отверстия, перекрытые наружным кольцом с отверстиями. В необходимый момент времени производится поворот кольца до совмещения отверстий в нем с отверстиями в обечайке камеры РДТТ - происходит резкий сброс давления, заряд гаснет. Однако в импульсных двигателях, время работы которых может составлять всего 10. . 30 мс, такое устройство неработоспособно вследствие недостаточного быстродействия, связанного с использованием последовательно работающих командного и исполнительного механизмов. Кроме того, при сбросе давления через радиальные отверстия возникает неуравновешенная поперечная сила, приводящая к уводам ракеты с траектории. Действие поперечной силы усугубляется обычным расположением импульсного двигателя в хвосте ракеты, на значительном расстоянии от центра тяжести. Следует отметить, что надежность такого устройства существенно снижается при использовании высококалорийных порохов, которые при резком сбросе давления не гаснут.

Задачей настоящего изобретения является гашение остатков "щеточного" порохового заряда с обеспечением необходимого быстродействия процесса гашения.

Указанная задача решается тем, что в импульсном РДТТ, содержащем камеру с передним дном, многосопловым блоком и "щеточным" пороховым зарядом, между соплами установлено устройство для гашения, которое содержит камеру с охлаждающей жидкостью, поршень и газовый ресивер. При этом выходное отверстие камеры с жидкостью ориентировано в центральную часть переднего дна камеры РДТТ и перекрыто мембраной, а заборное отверстие газового ресивера выполнено над выходным сечением сопел, ориентировано в сторону ближайшего сопла и перекрыто обратным клапаном.

При работе двигателя продукты сгорания порохового заряда через обратный клапан попадают в газовый ресивер. После окончания работы двигателя давление в камере падает до атмосферного. Под действием давления в ресивере перемещается поршень в камере с жидкостью, вытесняя ее в камеру РДТТ на остатки порохового заряда. Происходит охлаждение камеры и возможных очагов воспламенения пороховых остатков. Для увеличения угла распыла охлаждающей жидкости у выходного отверстия в камере с жидкостью при необходимости может быть установлен завихритель.

На фиг. 1 представлен общий вид предлагаемого двигателя в разрезе. Двигатель включает камеру 1 с восьмисопловым блоком 2 и "щеточным" пороховым зарядом 3, вклеенным в переднее дно камеры 4. Между соплами блока 2 установлена камера гашения 5 (фиг.2). Камера гашения (фиг.3, 4, 5) заполнена охлаждающей жидкостью 6, отделенной от газового ресивера 7 поршнем 8. Выходное отверстие 9 камеры гашения перекрыто наружной мембраной 10. Перед отверстием 9 в камере установлен завихритель 11. Во входном отверстии газового ресивера 7 установлен обратный клапан 12.

Работает двигатель следующим образом. При зажжении заряда 3 продукты сгорания его истекают через сопла блока 2. Часть газов через обратный клапан 12 попадает в газовый ресивер 7, воздействуя на поршень 8. Пока есть давление в камере двигателя, оно удерживается наружной мембраной 10. После окончания работы двигателя давление в камере 1 падает, и под действием давления в ресивере 7 поршень 8 перемещается, выдавливая мембрану 10 и вытесняя жидкость 6 через отверстие 9 в камеру двигателя 1. Перед выходом через отверстие 9 жидкость закручивается, проходя через завихритель 11. Попадая на стенки камеры и остатки заряда, жидкость охлаждает их, препятствуя повторному воспламенению остатков заряда.

Таким образом, установка на сопловом блоке РДТТ камеры гашения с охлаждающей жидкостью и системой вытеснения, работающей от продуктов сгорания порогового заряда РДТТ, обеспечивает автоматическое гашение остатков порохового заряда сразу же после окончания работы двигателя, исключая факел догорания.

Экспериментальная проверка предлагаемого двигателя проводилась с использованием воды в качестве охлаждающей жидкости при времени работы двигателя ~ 30 мс. Масса воды подбиралась экспериментально из расчета ~0,1 г воды на 1 см² горящей поверхности пороховых остатков. Испытания двигателя показали отсутствие факела догорания.

Источники информации
1. Патент 3234878, 1966 г., США.

2. Патент 2133370, 1999 г., Россия, МПК7 F 02 K 9/10.

3. Патент 2137111, 1971 г., ФРГ, МКИ F 02 K 9/04.

Импульсный ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру с передним дном, многосопловым блоком и "щеточным" пороховым зарядом и устройство для гашения остатков порохового заряда. Устройство для гашения установлено между соплами многосоплового блока и содержит камеру гашения с охлаждающей жидкостью, поршень и газовый ресивер. Выходное отверстие камеры с жидкостью ориентировано в центральную часть переднего дна камеры ракетного двигателя твердого топлива и перекрыто мембраной. Заборное отверстие газового ресивера выполнено над выходным сечением сопел, ориентировано в сторону ближайшего сопла и перекрыто обратным клапаном. Изобретение позволит обеспечить гашение остатков "щеточного" заряда с необходимым быстродействием процесса гашения. 1 з.п.ф-лы, 5 ил.

1. Импульсный РДТТ, содержащий камеру с передним дном, многосопловым блоком и "щеточным" пороховым зарядом и устройство для гашения остатков порохового заряда, отличающийся тем, что в нем устройство для гашения установлено между соплами многосоплового блока и содержит камеру гашения с охлаждающей жидкостью, поршень и газовый ресивер, при этом выходное отверстие камеры с жидкостью ориентировано в центральную часть переднего дна камеры РДТТ и перекрыто мембраной, а заборное отверстие газового ресивера выполнено над выходным сечением сопел, ориентировано в сторону ближайшего сопла и перекрыто обратным клапаном. 2. Импульсный РДТТ по п. 1, отличающийся тем, что у выходного отверстия в камере с жидкостью установлен завихритель.