Ракетный двигатель на твердом топливе Российский патент 2024 года по МПК F02K9/82 

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано при создании ракетных двигателей на твердом топливе с командным регулированием величины тяги в полете.

Известен жидкостный ракетный двигатель с форсажем, выполненный по закрытой схеме с полной газификацией компонентов, содержащий два турбонасосных агрегата, каждый их которых содержит насос высокого давления, сидящий на одном валу с газогенератором, так что горючее проходит через восстановительный газогенератор, а окислитель проходит через окислительный газогенератор, камеру сгорания для сжигания газообразных компонентов с использованием топливных форсунок в головке камеры сгорания, сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть, систему охлаждения камеры сгорания и сопла компонентом горючего, систему продувки двигателя перед запуском, систему запуска двигателя, систему управления работой двигателя, при этом двигатель снабжен устройством форсажа, созданным в расширяющейся части сопла за критическим сечением, состоящим из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, установленных по периметру кольцевого пояса топливных форсунок и двух трубопроводов, по которым к топливным форсункам подводится часть газифицированных компонентов горючего и окислителя, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается высокой температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, а для уменьшения давления газов на срезе сопла длина сопла увеличена (Патент RU № 2789943 С1, МПК F02K 9/82, опубл. 14.02.2023).

Недостатками данного изобретения являются высокая сложность технологии изготовления форсуночного узла, а также большая масса конструкции двигателя из-за необходимости в баках и отдельных насосных устройствах для впрыска топливной смеси.

Известен ракетный двигатель с командным регулированием величины тяги в полете. Он содержит корпус, сопло, камеру дожигания, газогенератор с зарядом твердого ракетного топлива и тепловым ножом. Гидропривод теплового ножа имеет поршень и рабочую жидкость в гидравлической полости и регулируемый дроссель. Поршень гидропривода является дифференциальным и с одной стороны связан с полостью газогенератора, а с другой стороны - с гидравлической полостью, которая через регулируемый дроссель связана с форсуночным блоком, сообщающим полость газогенератора с камерой дожигания. В случае применения твердого ракетного топлива, имеющего в своем составе недостаток окислителя, рабочей жидкостью гидропривода является окислитель. В случае применения топлива с избытком окислителя рабочей жидкостью гидропривода является горючее. Сопло выполнено в дифференциальном поршне (Патент RU № 2129220 С1, МПК F02K 9/00, опубл. 20.04.1999).

Недостатками данного изобретения являются большая масса конструкции гидропривода, необходимость в высокой точности обработки поверхности сопряжения поршня с корпусом и герметичности гидравлической полости.

Известен способ формирования тяги двигателя с центральным телом, включающий подачу горючего и окислителя в камеру сгорания с созданием за центральным телом вихревой зоны, при этом в вихревую зону под давлением тангенциально подают мелкодисперсную фракцию воды или воды с добавлением органического вещества, создавая осевую закрутку смеси газов горения и, как следствие, вихревой поток холодной неравновесной пульсирующей плазмы, создавая дополнительную тягу двигателя (Патент RU № 2568854 С1, МПК F02K 9/82, F02K 99/00, F03H 1/00, опубл. 20.11.2015).

Недостатками данного способа являются большая масса конструкции центрального тела, значительная сложность его изготовления, а также большие газодинамические потери давления потока в области центрального тела.

В технической литературе описывается метод командного регулирования величины тяги, построенный на принципе ввода рабочей жидкости или газа в область критического сечения сопла. Вводимые жидкость или газ поджимают основной поток продуктов сгорания, изменяя эффективную площадь критического сечения, тем самым регулируя тягу двигателя (Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1987 г., с.с. 247 – 248, рис. 9.44).

Недостаток этого метода и устройств на его основе заключается в необходимости отдельных элементов: баков для рабочей жидкости и средств для вытеснения этой жидкости – насосов, что в свою очередь ухудшает массовое совершенство двигателя.

Прототипом данного изобретения является ракетный двигатель с командным регулированием величины тяги в полете, содержащий корпус, заряд, сопло и гидравлический узел, состоящий из обращенного в полость корпуса стакана, установленного в нем поршня с возможностью продольного перемещения, жидкости-хладагента, находящейся в подпоршневой полости стакана, причем подпоршневая полость стакана связана с форсуночным блоком, обращенным в полость корпуса, поршень выполнен дифференциальным (т.е. ступенчатым), а между подпоршневой полостью и форсуночным блоком установлен регулируемый дроссель (Патент RU № 2171389 C2, МПК F02K 9/80, опубл. 2001.07.27).

Недостатками данного изобретения являются большая масса конструкции подвижного поршня и необходимость в прецизионной точности поверхности сопряжения поршня и корпуса, что ведет к увеличению сложности изготовления конструкции.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы конструкции двигателя, увеличение его суммарного импульса тяги при командном регулировании и повышение технологичности конструкции.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в ракетном двигателе на твердом топливе, состоящем из корпуса, заряда, деформируемой подвижной стенки из резиноподобного материала, армированного тканым наполнителем на основе стеклянных или угольных волокон, эластичного мешка, расположенного в подпоршневой полости и заполненного рабочей жидкостью в виде окислителя для командного регулирования величины тяги в полете, электропневмо- и заправочного клапанов, регулируемых дросселей, форсуночного блока, направленного в полость закритической части сопла, датчика давления жидкости, вытеснение рабочей жидкости в сверхзвуковую часть сопла обеспечивается действием давления потока продуктов сгорания на поверхность деформируемой подвижной стенки, что освобождает от необходимости в отдельных устройствах для вытеснения рабочей жидкости, кроме того, сама стенка изготавливается из неметаллических материалов. Все это способствует значительному уменьшению массы конструкции, а впрыск рабочей жидкости в виде окислителя в сверхзвуковую часть сопла увеличивает удельный импульс и тягу двигателя.

Например, при впрыске в область критического сечения сопла рабочей жидкости N₂O₄ до 4 % от массы продуктов сгорания безметального твердого топлива на основе перхлората аммония и полибутадиенового каучука с концевыми гидроксильными группами с соотношением массы 80:20 удельный импульс в идеальном случае может быть увеличен до 5 %. Подвод большей массы N₂O₄ в область критического сечения сопла способствует дальнейшему увеличению суммарного импульса тяги. При смешении окислительных веществ с восстановительными продуктами сгорания в неизменной сверхзвуковой части сопла выделяется энергия, в связи с чем увеличиваются температура и давление продуктов сгорания на срезе сопла, что приводит к дальнейшему увеличению геометрической степени расширения сопла и скорости потока продуктов сгорания на срезе сопла.

Реализация способа поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображен ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса 1, заряда 2, деформируемой подвижной стенки 3 из резиноподобного материала, армированного тканым наполнителем на основе стеклянных или угольных волокон, сопла 4, эластичного мешка 5, заполненного рабочей жидкостью в виде окислителя 6 для командного регулирования величины тяги, клапана для заправки 7 (в количестве 1 шт.), электропневмоклапанов 8 и дросселей 9 (по 2 шт.) для регулирования давления рабочей жидкости 6 на входе в форсунки 10, расположенные равномерно по окружности.

На фиг. 2 представлено изменение параметров потока продуктов сгорания по длине сверхзвуковой части сопла при впрыске N₂O₄ в область критического сечения для разного процентного соотношения окислителя N₂O₄ к массе продуктов сгорания. Представленные зависимости получены при допущениях о равномерном распределении окислительных элементов по поперечному сечению и отсутствию задержки на испарение.

Устройство работает следующим образом. После воспламенения двигатель выходит на установившийся режим. При появлении необходимости в регулировании тяги соответственная команда подается на электропневмоклапаны 8 и дроссели 9, после чего рабочая жидкость в виде окислителя 6 из эластичного мешка 5 начинает поступать в форсунки 10, и далее в сверхзвуковую часть сопла 4. Давление для продавливания рабочей жидкости по магистралям обеспечивается давлением газа, действующего на деформируемую подвижную резиноподобную стенку 3. Заправка жидкостью 6 мешка 5 производится через клапан 7, а измерение давления жидкости 6 внутри мешка 5 осуществляется датчиком давления 11.

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано при создании ракетных двигателей на твердом топливе с командным регулированием величины тяги в полете. Ракетный двигатель на твердом топливе состоит из корпуса, заряда, эластичного мешка, заполненного рабочей жидкостью в виде окислителя, соединенного с форсуночным блоком, обращенным в полость закритической части сопла, регулируемых дросселей, регулирующих давление рабочей жидкости на входе в форсунки. Впрыск окислителя осуществляется в сверхзвуковую часть сопла. Давление на входе в форсунки обеспечивается давлением продуктов сгорания на поверхность подвижной деформируемой стенки, кроме того, сама стенка изготавливается из неметаллических материалов. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции двигателя, одновременно обеспечивая увеличение суммарного импульса тяги благодаря впрыску окислителя в закритическую часть сопла и поддерживая хорошую герметичность подвижных частей по сравнению с аналогичными по массогабаритным характеристикам двигателями на твердом топливе. 2 ил.

Ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, заряда, эластичного мешка, заполненного рабочей жидкостью в виде окислителя, соединенного с форсуночным блоком, обращенным в полость закритической части сопла, регулируемых дросселей, регулирующих давление рабочей жидкости на входе в форсунки, отличающийся тем, что впрыск окислителя осуществляется в сверхзвуковую часть сопла, двигатель содержит деформируемую подвижную стенку, выполненную из резиноподобного материала, армированного тканым наполнителем на основе стеклянных или угольных волокон, при этом вытеснение рабочей жидкости в сверхзвуковую часть сопла обеспечивается действием давления потока продуктов сгорания на поверхность деформируемой подвижной стенки, кроме того, командное регулирование впрыска осуществляется электропневмоклапанами, расположенными перед дросселями, а измерение давления жидкости внутри эластичного мешка производится жидкостным датчиком давления.