СПОСОБ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ МОДЕЛЬНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ЗАРЯДАМИ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА С ВЫСОКОЙ ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬЮ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ОТ ДАВЛЕНИЯ Российский патент 2008 года по МПК F02K9/96 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способу стабилизации давления в камере твердотопливной регулируемой двигательной установке (ТРДУ) с зарядами твердого ракетного топлива (ТРТ) с высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем степени ν более 1,0.

Для зарядов ТРТ с высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем степени ν более 1,0 в законе скорости горения U=U₁р^ν нет способа стабилизации давления для обеспечения устойчивой работы двигателя при постоянном проходном сечении сопла. В начале работы двигателя давление в камере сгорания либо повышается до предельного значения, при котором двигатель разрывается, либо резко понижается, в результате чего горение заряда прекращается.

В твердотопливной регулируемой двигательной установке (ТРДУ) изменение давления в камере двигателя осуществляется с помощью сложной и дорогостоящей автоматической системы регулирования проходного сечения сопла, при котором соответственно регулируется величина давления в камере ТРДУ.

При разработке ТРДУ возникают трудности, связанные с обеспечением устойчивости (стабильности) рабочего процесса. Неустойчивость в ТРДУ сопровождается колебаниями давления в камере сгорания и вибрациями элементов конструкции, которые могут вызвать повреждения двигателя и ракеты, снижение ресурса двигателя, нарушение работы чувствительной к вибрациям аппаратуры системы управления и других систем / Артамонов К. И. Термогидроакустическая устойчивость. М.: Машиностроение, 1982; Нестационарные процессы горения в ракетных двигателях. Итоги науки и техники. Авиационные и ракетные двигатели. /Под ред. А.З.Чулкова. Т.2. М.: ВИНИТИ АН СССР, 1977. 199 с./.

В настоящее время известны способ и устройство стабилизации давления РДТТ с помощью автоматической системы регулирования давления в камере типа пружинного клапана и модельного двигателя для определения скорости горения ТРТ /Д.Абугов и В.Бобылев. "Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива", "Машиностроение", М., 1987, с.164-165, 169, 171; Сало Н.В., Калашников В.И., Ключников А.Н., Меркулов В.М., Милехин Ю.М. "Модельный двигатель для определения скорости горения твердого ракетного топлива". RU №2215170 С1, МПК F02K 9/96, 2003/.

Этот способ и модельный двигатель могут быть использованы для автоматической стабилизации давления в камере РДТТ с зарядами ТРТ с высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем ν более 1,0 в законе скорости горения U=U₁р^ν. Однако способ /Д.Абугов и В.Бобылев. "Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива", "Машиностроение", М., 1987, с.169/ обладает инерционностью системы стабилизации давления в камере РДТТ, связанной со статической неравномерностью регулирования и невозможностью его использования для многоступенчатого или многорежимного РДТТ, где глубина регулирования тяги достигает более 8.

За прототип изобретения выбран способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, заключающийся в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления /Сало Н.В., Калашников В.И., Ключников А.Н., Меркулов В.М., Милехин Ю.М. "Модельный двигатель для определения скорости горения твердого ракетного топлива". RU №2215170 С1, МПК F02K 9/96, 2003, л.3, кол.2, в документе 5 л./.

В настоящее время в ТРДУ используются заряды твердого ракетного топлива, имеющие в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν более 1,0 (далее по тексту - заряд твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, имеющий в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν более 1,0). В предлагаемом изобретении (см. чертеж) вводится имитирующий заряд 2 твердого ракетного топлива с низкой чувствительностью скорости горения от давления, имеющий в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν менее 0,3 и служащий как дополнительный источник расхода продуктов сгорания для реализации газодинамического способа стабилизации давления, который в двигателе выполняет функцию регулятора расхода продуктов сгорания смеси топлив через фиксированное проходное сечение сопла.

Заряды твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем степени ν более 1,0 в ракетном двигателе твердого топлива с постоянным критическим сечением сопла горят неустойчиво, что сопровождается аномальным подъемом давления и демонтажом двигателя или падением давления и гашением заряда. Поэтому создание дополнительного источника продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения является ключом обеспечения стабильной работы модельного двигателя.

Предметом изобретения является создание газодинамического способа стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядами твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления. Сущность его заключается в создании в камере модельного ракетного двигателя твердого топлива с постоянным критическим сечением сопла условий, одинаковых с натурной ТРДУ, газодинамических параметров (давления, температуры) смеси продуктов сгорания заряда твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления и имитирующего заряда твердого ракетного топлива с низкой чувствительностью скорости горения от давления. При этом заряд твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, имеющий в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν более 1,0, должен работать стабильно в широком диапазоне давлений в камере ракетного двигателя твердого топлива без аномалий путем введения в камеру ракетного двигателя твердого топлива (см. чертеж) имитирующего заряда 2, при котором реализуется газодинамический способ стабилизации давления, поскольку имитирующий заряд в двигателе выполняет функцию регулятора расхода продуктов сгорания смеси топлив через фиксированное проходное сечение сопла. Для этого необходимо ограничиться пределом суммарных значений показателя степени ν_∑ менее 1,0, при котором РДТТ работает стабильно в заданном диапазоне давлений.

Известно, что скорость химических реакций в камере двигателя, по мнению академика Я.Б.Зельдовича, является мгновенной, что устраняет в системе регулирования газодинамических процессов такие факторы как инерционность и запаздывание.

В этом аспекте ограничение предела суммарных значений показателя степени ν_∑ менее 1,0 при газодинамической стабилизации давления в камере двигателя является определяющим и должно удовлетворять условию:

где , ν_и - соответственно расход продуктов сгорания и показатель степени ν в законе скорости горения имитирующего заряда твердого ракетного топлива с низкой чувствительностью скорости горения от давления;

, ν_г - соответственно расход продуктов сгорания и показатель степени ν в законе скорости горения основного заряда твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления.

При создании способа газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя используется наиболее простая форма заряда в виде цилиндра с каналом и внутренним конусом (см. чертеж), обеспечивающая простоту ее изготовления и эксплуатации и, кроме того, позволяющая варьировать газодинамические параметры газового потока по каналу (путем изменения количества корпусов с вклеенными зарядами) при изучении влияния того или иного физико-химического или газодинамического фактора, имеющего место в камере сгорания ТРДУ.

Внутреннее горение заряда по каналу обеспечивает минимальные количественные характеристики теплообмена при течении продуктов сгорания топлива.

Поскольку заряды твердого ракетного топлива обладают высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем степени ν в законе горения 1,0 и более, то для регулирования расходных характеристик ТРДУ в широких пределах необходимо программное автоматическое регулирование проходного критического сечения сопла с помощью сложной системы стабилизации давления. Она обеспечивает заданные уровни давления в камере сгорания по заданной циклограмме. Однако изготовление соответствующего устройства очень дорого, из-за чего нерентабельно использовать эту систему в модельном двигателе для исследования баллистических характеристик в камере ТРДУ. Поэтому вместо нее разработан газодинамический способ стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядами твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, заключающийся в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления, имеющего такое же значение температуры продуктов сгорания твердого ракетного топлива и с показателем степени в законе скорости горения ν_и, удовлетворяющим условию:

где S - площадь поверхности горения заряда; ρ_и - плотность имитирующего заряда; U_и - скорость горения имитирующего заряда; ν_и - показатель степени в законе скорости горения имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления; ρ_г - плотность заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления; U_г - скорость горения заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления; ν_г - показатель степени в законе скорости горения заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления /Сало Н.В., Шишов Н.И., Матвеев А.А. Экспериментальное исследование баллистических характеристик ТРТ в модельном двигателе с целью прогнозирования внутрибаллистических характеристик ДГР. Труды МИТ. Научно-технический сборник том 7, часть 2, М., 2005, с.76-81/.

При этом имитирующий заряд 2 с низкой чувствительностью скорости горения от давления располагался у сопловой части камеры сгорания (см. чертеж), а заряд 1 с высокой чувствительностью скорости горения от давления - в передней части (см. чертеж). Представленная компоновочная схема расположения основного заряда 1 с высокой чувствительностью скорости горения от давления у донной части модельного двигателя и имитирующего заряда 2 с низкой чувствительностью скорости горения от давления у сопловой части исключает газодинамическое воздействие продуктов сгорания имитирующего заряда на процессы горения основного заряда 1, поскольку имитирующий заряд в двигателе выполняет функцию своего рода стабилизатора расхода продуктов сгорания смеси топлив через фиксированное проходное сечение сопла.

Способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, заключающийся в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления, реализован в модельном двигателе (см. чертеж), содержащем цилиндрический корпус, вклеенный в него имитирующий заряд 2 с низкой чувствительностью скорости горения от давления, торцевые крышки, датчик давления, сопло и воспламенитель. Имитирующий заряд 2 с низкой чувствительностью скорости горения от давления выполнен из ТРТ, имеющего в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν не более 0,3, а корпус состыкован с такими же по размерам дополнительными корпусом и зарядом 1, имеющим в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν более 1,0.

Разработанный способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя позволяет прогнозировать баллистические характеристики зарядов твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления в камере натурной ТРДУ и является уникальным способом при разработке и использовании модельного двигателя для определения удельного импульса тяги новых твердых ракетных топлив с высокой чувствительностью скорости горения от давления, значения которых вносятся в паспорт-карточку на указанное топливо.

Способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления заключается в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления. Имитирующий заряд имеет температуру продуктов сгорания, равную температуре продуктов сгорания заряда твердого ракетного топлива, а также показатель степени в законе скорости горения, удовлетворяющий условию, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет упростить способ стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, а также снизить стоимость оборудования, необходимого для стабилизации давления. 1 ил.

Способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, заключающийся в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления, отличающийся тем, что используют имитирующий заряд с температурой продуктов сгорания, равной температуре продуктов сгорания заряда твердого ракетного топлива, и показателем степени в законе скорости горения v_и удовлетворяющим условию:

где S - площадь поверхности горения заряда;

ρ_и - плотность имитирующего заряда;

U_и - скорость горения имитирующего заряда;

ν_и - показатель степени в законе скорости горения имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления;

ρ_г - плотность заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления;

U_г - скорость горения заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления;

ν_г - показатель степени в законе скорости горения заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления.