РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2011 года по МПК F02K9/26 

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на твердом топливе, имеющих большую тягу при малом времени работы, например разгонных двигателей управляемых снарядов или двигателей для отделения ступеней баллистических ракетоносителей.

К данным двигателям, обладающим высокой удельной энергоотдачей, предъявляются требования по стабильности внутрибаллистических характеристик, которая определяет безотказность работы бортовой аппаратуры снаряда или ракетоносителя.

Наиболее близким из известных технических решений, частично решающих задачу повышения стабильности газоприхода от порохового заряда всестороннего горения, является ракетный двигатель твердого топлива по авт.св. №1840812 (Кл. МКИ⁵ F02K 9/26). Известный двигатель содержит камеру сгорания, воспламенитель, пороховой и форсажный заряды, газодинамический стабилизатор с калиброванными отверстиями. Стабильность работы здесь достигается за счет гашения низкочастотных колебаний давления путем перетекания газа через калиброванные отверстия внутрь газодинамического стабилизатора и обратно.

Однако в известном двигателе использование физического механизма перетекания газа через калиброванные отверстия в ресивер и обратно не позволяет парировать высокочастотные колебания давления с большой амплитудой, особенно в разгонных или кратковременно работающих двигателях, использующих большой газоприход за короткое время.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение стабильности работы двигателя с форсированным газоприходом путем исключения высокочастотных колебаний давления, а следовательно, и тяги двигателя, которые могут привести к загасанию порохового заряда при низких эксплуатационных температурах, а также к отказу элементов бортовой аппаратуры, снарядов или носителей из-за динамических нагрузок.

Указанная цель достигается тем, что в двигателе, содержащем камеру сгорания, воспламенитель, пороховую шашку, форсажный заряд и газодинамический стабилизатор с калиброванной дюзой, газодинамический стабилизатор установлен между форсажным зарядом и пороховой шашкой и выполнен в виде двух обойм, охватывающих упругий элемент, причем первая обойма, обращенная к форсажному заряду, закреплена на днище камеры сгорания, а калиброванная дюза размещена во второй обойме, при этом упругий элемент выполнен в виде конической спирали с соотношением большего диаметра конуса к меньшему, равным 1,6-2,7.

На фиг.1 представлена конструктивная схема двигателя.

На фиг.2 показана полученная экспериментальным путем зависимость амплитуды пульсаций давления (А) от соотношения диаметров конического упругого элемента (D/d).

Двигатель состоит из корпуса 1, соплового днища 2 с опорой 3, воспламенителя 4. Между форсажным зарядом 5, выполненным из высокоэнергетичного мелкодисперсного топлива, и пороховой шашкой 6 всестороннего горения установлен газодинамический стабилизатор, состоящий из обоймы 7, закрепленной на днище 8 камеры сгорания, подвижной обоймы 9 с калиброванной дюзой 10 и упругого элемента 11, охватываемого обоймами.

Принцип действия предлагаемого двигателя заключается в следующем. При срабатывании воспламенителя его пороховые газы поджигают конструкцию форсажного заряда, мелкодисперсный состав которого по геометрии фракций и скорости горения топлива подобран таким образом, что калиброванная дюза стабилизатора создает необходимый поджим газового потока, поддерживая перед стабилизатором давление, оптимальное для получения от форсажного заряда максимальных энергетических характеристик. Затем продукты, сгорания от воспламенителя и форсажного заряда истекают через дюзу и, равномерно обтекая пороховую шашку, воспламеняют ее. В процессе воспламенения и начала работы шашки при стечении определенных внутрибаллистических факторов (разброс скорости горения состава шашки, неравномерная гомогенизация смеси и т.п.) и внешних воздействий (разброс эксплуатационных температур, вращение снаряда, механические воздействия от носителя и т.п.) возникают высокочастотные пульсации давления, приводящие к явлению резонансного горения (Б.В.Орлов, Г.М.Мазинг "Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей твердого топлива". Изд. "Машиностроение", М., 1964). Возникающие колебания гасятся газодинамическим стабилизатором за счет того, что площадь калиброванной дюзы, выполненной в подвижной обойме, рассчитана на расход газа на порядок, меньший газоприхода от основной пороховой шашки, поэтому обойма при колебаниях давления работает как поршень, совершающий колебательные движения внутри камеры сгорания за счет упругого элемента, увеличивая или уменьшая рабочий объем камеры. Упругий элемент, выполненный в виде конической спирали, является нелинейным демпфером, т.е. его механическая характеристика "усилие-перемещение" имеет вид параболы, в отличие от прямой у обычных цилиндрических пружин. Нелинейность характеристики "усилие-перемещение" в колебательных контурах исключает возможность возникновения резонанса.

Проведенное газодинамическое и теплофизическое моделирование, подтвержденное экспериментами, показывает, что для обеспечения надежного функционирования двигателя необходимо погасить не менее 70% амплитуды пульсаций давления в камере сгорания. Из фиг.2 видно, что для обеспечения этого условия необходимо выполнить соотношение большего диаметра конической спирали упругого элемента (D) к меньшему (d) равным 1,6-2,7. Уменьшение этого соотношения менее 1,6 приближает характеристику демпфера к прямой, а увеличение его сверх 2,7 снижает осевое усилие части витков спирали менее необходимого для обеспечения скорости демпфирования при высоких частотах колебаний.

Таким образом, предлагаемое устройство позволяет комплексно решить задачу обеспечения стабильности работы двигателя с большой удельной энергоотдачей путем исключения высокочастотных колебаний давления. Натурные испытания двигателя подтвердили стабильность его работы. Внедрение предлагаемого двигателя в серийное производство позволит в значительной степени улучшить тактико-технические характеристика оборонной техники.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на твердом топливе, например, разгонных двигателей управляемых снарядов или двигателей для отделения ступеней баллистических ракетоносителей. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, воспламенитель, пороховую шашку, форсажный заряд и газодинамический стабилизатор с калиброванной дюзой. Газодинамический стабилизатор установлен между форсажным зарядом и пороховой шашкой и выполнен в виде двух обойм, охватывающих упругий элемент. Первая обойма, обращенная к форсажному заряду, закреплена на днище камеры сгорания, а калиброванная дюза размещена во второй обойме. Упругий элемент выполнен в виде конической спирали с соотношением большего диаметра конуса к меньшему, равным 1,6-2,7. Изобретение позволяет обеспечить стабильность работы двигателя путем исключения высокочастотных колебаний давления. 2 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, воспламенитель, пороховую шашку, форсажный заряд и газодинамический стабилизатор с калиброванной дюзой, отличающийся тем, что газодинамический стабилизатор установлен между форсажным зарядом и пороховой шашкой и выполнен в виде двух обойм, охватывающих упругий элемент, причем первая обойма, обращенная к форсажному заряду, закреплена на днище камеры сгорания, а калиброванная дюза размещена во второй обойме, при этом упругий элемент выполнен в виде конической спирали с соотношением большего диаметра конуса к меньшему, равным 1,6-2,7.