СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2003 года по МПК F02K9/97 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей на высокоэнергетическом смесевом твердом топливе.

Одним из основных направлений развития твердотопливного двигателестроения является повышение термодинамического удельного импульса тяги, в частности, за счет введения в топливо металлических добавок.

В составе смесевого твердого топлива массовое содержание металлических частиц достигает ~ 20%, а в продуктах сгорания топлива массовое содержание частиц окислов металла (конденсированных частиц) соответственно до ~ 40%.

Профиль сверхзвуковой части сопла, как правило, выбирается из семейства профилей с равномерной выходной характеристикой. В таких соплах, спрофилированных для различных чисел Маха, в выходном сечении обеспечивается параллельный оси сопла поток продуктов сгорания с одинаковыми значениями скорости и давления в любой точке выходного сечения. Геометрические параметры профиля (координаты x=x/r_кр и y=y/r_кр, где r_кр - радиус критического сечения сопла) однозначно определяются заданным числом Маха, показателем изоэнтропы продуктов сгорания и рассчитываются методом характеристик (см., например, У.Г. Пирумов, Г.С. Росляков. Газовая динамика сопел. М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1990, 2.2. Метод характеристик, стр.66; раздел 2.2.5 - построение профиля сопла методом характеристик, стр.80 и далее).

В сопле с равномерной выходной характеристикой потери на рассеяние практически равны нулю, однако длина и масса такого сопла, а также потери на трение при этом оказываются столь значительными, что в реальных конструкциях двигателей такие сопла не могут быть использованы. Конечные участки этих сопел практически параллельны оси, поэтому дают весьма незначительный прирост тяги.

Поэтому в реальных конструкциях двигателей используют так называемые укороченные профили сопел, получаемые укорочением профиля сопла с равномерной характеристикой до заданных степени расширения и длины сверхзвуковой части сопла, обеспечивающих оптимальные энергомассовые характеристики двигателя (см. А.А. Шишков и др. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива. М.: Машиностроение, 1989, стр.118).

Изложенная выше методика профилирования была разработана применительно к соплам ЖРД на гомогенных (однофазных) продуктах сгорания. Она успешно использовалась и в случае двухфазного потока продуктов сгорания для сопел РДТТ умеренной степени расширения (r_а= r_а/r_кр≤3,5, где r_а - радиус выходного сечения сопла), в которых реализовался только химический механизм уноса соплового тракта.

Однако экспериментальные исследования показали, что при переходе к соплам большой степени расширения, свойственной двигателям верхних ступеней ракет, начинается вынос конденсированных частиц Аl₂О₃ на концевую часть раструба, что, в свою очередь, вызывает его интенсивный унос, вплоть до полного разрушения. В связи с этим возникла необходимость в существенной корректировке методики профилирования сопел РДТТ большой степени расширения с целью исключения выноса конденсированных частиц на стенки раструба.

Из технической литературы (см. А.А. Шишков и др. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива. М.: Машиностроение, 1989, стр.122, абзац 3-й) известно сопло, в котором конечный участок раструба отогнут так, чтобы стенка на этом участке была параллельной траектории конденсированных частиц (примерно 22,5^o к оси сопла).

О том, что концевой участок сопла должен быть прямолинейным и наклоненным к оси сопла под максимально допустимым углом, указано и в других источниках информации (см., например, Б.Т. Ерохина. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ. М.: Машиностроение, 1991, стр.121, абзац 1-й).

Известно также сопло (прототип), профиль раструба которого состоит из криволинейного участка и концевого линейного участка (см. А.М. Липанов, А.В. Алиев. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1995, стр. 198). Координаты начала линейного участка профиля этого сопла и угол наклона линейной образующей выбираются такими, чтобы исключить интенсивное выпадение конденсированных частиц на стенку сопла и предотвратить тем самым его эрозионное разрушение. Для определения геометрических параметров концевого линейного участка приведена система уравнений, в которой присутствуют коэффициенты, зависящие от рецептуры топлива и размеров двигателя и определяемые экспериментально. Недостатком такого сопла является сложность выбора профиля из-за сложности установления экспериментальных коэффициентов.

Технической задачей настоящего изобретения является устранение указанного недостатка и создание сопла, в котором исключается эрозионное разрушение раструба.

Для решения задачи были проведены экспериментальные работы, включающие испытания, измерения и анализ результатов испытаний двигателей на различных смесевых твердых топливах с диапазоном диаметров критических сечений сопел D_кр= 36÷320 мм и степеней их расширения D_a=D_a/D_кр=4,3÷8,5, где D_a - диаметр выходного сечения сопла.

Экспериментальные сопла выполнялись с толщиной стенки, заведомо превышающей возможный унос материала стенки. После проведения огневых испытаний измеряли остаточную толщину стенки и определяли линию уноса материала стенки по длине сопла, по которой определяли сечение начала эрозионного уноса и угол полураствора образовавшегося конуса.

Результаты экспериментальных работ представлены в таблице.

Как следует из вышеприведенной таблицы, диапазон углов полураствора конических концевых участков сопел составил α=16,5÷21^o.

Таким образом, технический результат решения задачи заключается в том, что в сопле ракетного двигателя твердого топлива, содержащем сверхзвуковой профилированный раструб с конической концевой частью, угол полураствора конуса концевой части составляет 16,5÷21^o, причем конический участок сопрягается с профилированным участком в сечении, где угол наклона касательной к профилю сопла численно равен углу полураствора конической концевой части.

На чертеже изображен вид сопла РДТТ, на котором показаны все основные геометрические параметры. При работе двигателя траектории конденсированных частиц, находящихся в продуктах сгорания топлива, не пересекают профиль сопла и не оказывают эрозионного воздействия на его стенку.

Таким образом, использование изобретения позволит для каждой конкретной разработки оперативно и с высокой надежностью определить оптимальный (безуносный) профиль сопла, уменьшить затраты на его экспериментальную отработку, повысить надежность его работы.

Сопло ракетного двигателя твердого топлива содержит сверхзвуковой профилированный раструб с конической концевой частью. Угол полураствора конической концевой части сопла составляет 16,5-21^o. Конический участок сопрягается с профилированным участком в сечении, где угол наклона касательной к профилю сопла численно равен углу полураствора конической концевой части. Изобретение позволит создать сопло, в котором исключается эрозионное разрушение раструба. 1 ил., 1 табл.

Сопло ракетного двигателя твердого топлива, содержащее сверхзвуковой профилированный раструб с конической концевой частью, отличающееся тем, что в нем угол полураствора конической концевой части составляет 16,5-21^o, причем конический участок сопрягается с профилированным участком в сечении, где угол наклона касательной к профилю сопла численно равен углу полураствора конической концевой части.