РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2004 года по МПК F02K9/28 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) различного назначения.

Одним из основных путей увеличения доставляемой массы полезного груза ракетой-носителем является повышение энергетических характеристик твердого топлива. Это обеспечивается использованием новых компонентов твердого топлива (окислителей и горючих), при этом основным параметром, повышающим энергетические характеристики двигателей, является температура горения твердого топлива в камере сгорания. К настоящему времени температура горения современных твердых топлив достигает величин ≥4000 К. Такой уровень температуры в камере сгорания требует использования нового класса теплозащитных и эрозионно-стойких материалов, защищающих конструкцию РДТТ от теплового и эрозионного воздействий продуктов сгорания. В настоящее время для этих целей используются материалы на основе резины и каучуков, фенольные угле- и стеклопластики, углерод-углеродные и углерод-керамические материалы. При температуре поверхности конструкции выше 3000 К начинается испарение углерода, содержащегося в материале деталей, изготовленных из углепластиков, углерод-углеродных и углерод-керамических материалов или образующихся при термодеструкции в виде кокса на поверхности деталей, изготовленных из материалов на основе резин и каучуков.

Вновь создаваемые РДТТ требуют разработки новых теплозащитных покрытий (ТЗП), что связано с большими затратами времени и объемами финансирования, превышающими в несколько раз затраты на разработку современных высокоэнергетических твердых топлив. Для экономии времени и затрат при создании новых двигателей на современных твердых топливах целесообразно использовать уже отработанные ТЗП. Использование таких материалов возможно только при уменьшении уровня тепловых потоков, а также эрозионного и химического воздействий на конструкцию двигателя с помощью активной тепловой защиты в виде завесы, образованной низкотемпературным газовым потоком.

Известна конструкция РДТТ (патент США 3648461, МПК F 02 К 1/00), в которой для защиты конструкции утопленной части сопла от воздействия продуктов сгорания твердого топлива служит теплозащитный элемент из графита или абляционного материала на основе фенольной смолы, размещенный над утопленной частью сопла и разрушающейся при нагреве.

Недостатком предложенного технического решения является то, что из-за вихревого течения в полости, разделяющей заряд и дополнительную тепловую защиту, будет осуществляться ее интенсивный унос, т.к. кроме лучистого теплообмена с продуктами сгорания возникает конвективный теплообмен и механический унос тепловой защиты. Это связано с тем, что в полости будут присутствовать в основном продукты сгорания твердого топлива, так как скорость газификации топлива и ТЗП отличаются более чем в 10 раз. В процессе работы двигателя фронт горения твердого топлива будет уходить от утопленной части сопла, подвод тепла будет уменьшаться и разрушение материала тепловой защиты прекратится, т.е. из-за отсутствия уноса массы будет оставаться неиспользованное ТЗП, что будет приводить к увеличению пассивной массы конструкции.

Известен ракетный двигатель (патент США 6226979, МПК F 02 K 9/28 - прототип), содержащий камеру сгорания, сопло с утопленной частью, заряд твердого топлива, состоящий из двух частей, одна из которых имеет пониженное содержание окислителя и расположена достаточно близко к утопленному входу, чтобы создавать пограничный слой продуктов сгорания, имеющих дефицит окислителя, проходящий через кольцевой зазор и обтекающий сужающуюся часть и область критического сечения, снижая тем самым унос упомянутой сужающейся части и участка критического сечения. Рассмотрены две схемы зарядов: с центральным каналом и торцевого горения.

В общем случае величина уноса материала конструкции РДТТ обусловлена следующими механизмами: термическим уносом и разложением (термодеструкцией), химическим уносом, эрозионным уносом от твердых частиц, содержащихся в продуктах сгорания, механическим разрушением коксового слоя, вызванным действием давления пиролизных газов и различием в коэффициенте термического расширения слоев, образующихся при нагреве материала. Недостатком технического решения, защищенного патентом США 6226979, является то, что в предлагаемой конструкции может происходить ослабление действия только одного механизма уноса материала - уменьшение уноса материала, обусловленное химическим взаимодействием продуктов сгорания с материалами тепловой защиты, снижением концентрации окислителя в пограничном слое. Кроме этого эффективность предлагаемого технического решения снижается из-за следующих факторов:
- в заряде с центральным каналом над утопленной частью сопла непрерывно возникает перемешивание продуктов сгорания с различным содержанием окислителя, а системы вихрей, возникающие в зоне над утопленной частью сопла после частичного выгорания заряда, делают процесс создания пограничного слоя с пониженным содержанием окислителя периодическим (при разрушении вихрей течение возникает, а после появления вихрей течение в пограничном слое отсутствует), т.е. оба эти фактора ослабляют положительный эффект, заключающийся в уменьшении уноса;
- в заряде торцевого горения продукты сгорания основной части заряда, разгоняясь в канале сформированным зарядом, размещенным над утопленной частью сопла, оттесняют продукты сгорания, имеющие низкую концентрацию окислительных элементов, с образованием вихревой системы над утопленной частью сопла. При этом небольшое понижение концентрации окислительных элементов реализуется только в тонком слое смещения потоков продуктов сгорания заряда торцевого горения и части заряда с низким содержанием окислительных элементов, расположенного над утопленной частью сопла;
- при использовании поворотного управляющего сопла (ПУС) при его функционировании в области утопленного сопла возникает интенсивное вихревое течение продуктов сгорания, которое разрушает пограничный слой с пониженным содержанием окислителя.

Необходимо отметить, что при использовании современных высокоэффективных топлив, имеющих температуру горения ≥4000 K, преобладающим механизмом уноса теплозащитных материалов становится термодеструкция и химический унос, обусловленный взаимодействием с N₂, Н₂, O₂ и другими химическими соединениями, поэтому снижение содержания только окислительных элементов в продуктах сгорания не обеспечивает значительного уменьшения массы тепловой защиты.

Задачей предлагаемого технического решения является разработка ракетного двигателя на твердом топливе, имеющем высокую температуру сгорания, в котором коэффициент весового совершенства (пассивная масса конструкции) будет уменьшен путем снижения массы тепловой защиты, т.е. массы конструкции, и таким образом повышение баллистической эффективности применения РДТТ и возможности использования существующих материалов ТЗП во вновь разрабатываемых двигателях.

Поставленная задача решается заявленной конструкцией ракетного двигателя твердого топлива. Двигатель содержит камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, заряд топлива, скрепленный с камерой сгорания и состоящий из двух частей, сопло с теплозащитным покрытием и утопленной частью, расположенной достаточно близко от поверхности заряда. Заряд топлива разделен на две части эластичной мембраной, установленной вблизи утопленной части сопла, при этом часть заряда, размещенная между передним днищем и эластичной мембраной, выполнена из топлива, имеющего высокую температуру горения, а часть заряда, находящаяся между задним днищем и эластичной мембраной, изготовлена из топлива, имеющего более низкую температуру горения. Эта часть заряда топлива имеет, по крайней мере, одну проточку, расположенную вблизи эластичной мембраны. Утопленная часть сопла, заднее днище и часть заряда из топлива с низкой температурой горения образуют кольцевой канал, площадь проходного сечения которого непрерывно изменяется от заднего днища до лобовой точки утопленной части сопла. Закон изменения площади зависит от разности температуры сгорания частей заряда, времени работы двигателя и использования ПУС.

Топливо с низкой температурой горения может представлять собой материал, при нагреве которого образуются газообразные продукты, температура которых ниже температуры горения части заряда топлива, расположенной между передним днищем и манжетой, не менее чем в два раза.

Предложенная конструкции позволяет создавать в канале над утопленной частью сопла направленное течение продуктов сгорания топлива, имеющее значительно более низкую температуру, чем продукты сгорания топлива с высокой температурой горения, в течение всего времени работы двигателя. Низкотемпературные продукты сгорания обтекают часть заднего днища, наружную и внутреннюю стенки утопленной части, критическое сечение и сверхзвуковую часть сопла и обеспечивают снижение тепловых потоков и уменьшение концентрации соединений, вызывающих химический унос от стенок сопла и заднего днища при работе РДТТ. При этом проточка у границы части заряда топлива с низкой температурой горения формирует кольцевую струю, направленную под углом к основному потоку продуктов сгорания топлива с высокой температурой горения, обеспечивающую устойчивое течение продуктов сгорания топлива с низкой температурой горения, что увеличивает длину защищаемой стенки сопла.

Сущность изобретения, поясняется чертежом, на котором изображен общий вид предлагаемой конструкции РДТТ.

Двигатель состоит из камеры сгорания 1, имеющей цилиндрический участок и переднее и заднее днища. В камере расположен прочно скрепленный с ней заряд твердого топлива, состоящий из двух частей 2, 3. Часть 2 - это заряд топлива с высокой температурой горения, а часть 3 - с более низкой температурой горения (не превышающей 3000 К). Между собой они разделены эластичной мембраной 4, установленной вблизи утопленной части 5 сопла 6. Часть заряда 3 из топлива с низкой температурой горения имеет по крайней мере одну проточку 7. Утопленная часть 5 сопла 6, поверхность, обращенная к соплу части заряда 3, и заднее днище камеры 1 образуют канал 8, имеющий переменную площадь проходного сечения. Этот канал обеспечивает формирование низкотемпературного слоя продуктов сгорания части заряда топлива 3 и имеет длину, приблизительно равную длине утопленной части сопла. Твердое топливо поджигается воспламенительным устройством 9.

Двигатель работает следующим образом. После поджига воспламенительного устройства, установленного в камере сгорания, начинается горение частей заряда 2, 3. Образующиеся при горении части заряда 3 газы образуют два потока: один формируется течением в канале 8, второй - течением из проточки 7. Потоки смыкаются у лобовой точки утопленной части 5 сопла 6, после чего вдоль стенок заднего днища и сопла 6 начинается движение низкотемпературных продуктов сгорания, которые создают активную тепловую защиту конструкции РДТТ от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания, содержащих конденсированную фазу, образующихся при сгорании части 2 заряда твердого топлива.

Предложенное техническое решение прошло экспериментальную проверку на модельном РДТТ, подтвердив эффективность работы такого вида защиты стенок конструкции.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, заряд топлива, состоящий из двух частей и скрепленный с камерой сгорания, а также сопло с теплозащитным покрытием и утопленной частью, расположенной достаточно близко от поверхности заряда. Заряд разделен на две части эластичной мембраной, установленной вблизи утопленной части сопла. Часть заряда, размещенная между передним днищем и эластичной мембраной, выполнена из топлива, имеющего высокую температуру горения. Часть заряда, находящаяся между задним днищем и эластичной мембраной, изготовлена из топлива с низкой температурой горения и имеет, по крайней мере, одну проточку, расположенную вблизи эластичной мембраны. Утопленная часть сопла, поверхность заряда с низкой температурой горения и заднее днище образуют кольцевой канал, площадь проходного сечения которого непрерывно меняется от заднего днища до лобовой точки утопленной части сопла. Изобретение позволит создать ракетный двигатель на твердом топливе, имеющем высокую температуру сгорания, в котором пассивная масса конструкции будет уменьшена путем снижения массы тепловой защиты. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, заряд топлива, состоящий из двух частей и скрепленный с камерой сгорания, а также сопло с теплозащитным покрытием и утопленной частью, расположенной достаточно близко от поверхности заряда, отличающийся тем, что заряд разделен на две части эластичной мембраной, установленной вблизи утопленной части сопла, при этом часть заряда, размещенная между передним днищем и эластичной мембраной, выполнена из топлива, имеющего высокую температуру горения, а часть заряда, находящаяся между задним днищем и эластичной мембраной, изготовлена из топлива с низкой температурой горения и имеет, по крайней мере, одну проточку, расположенную вблизи эластичной мембраны, утопленная часть сопла, поверхность заряда с низкой температурой горения и заднее днище образуют кольцевой канал, площадь проходного сечения которого непрерывно меняется от заднего днища до лобовой точки утопленной части сопла.2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что часть заряда, размещенная между задним днищем и эластичной мембраной, изготовлена из материала, при нагреве которого образуются газообразные продукты, температура которых не менее чем в два раза ниже температуры горения части заряда топлива, размещенного между передним днищем и мембраной.