РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Советский патент 2010 года по МПК F02K9/26 

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на малодымном твердом топливе и предназначенных для малогабаритных снарядов, управляемых в условиях прямой оптической видимости.

К данным двигателям, наряду с требованиями по количеству дымообразования, предъявляются требования по стабильности внутри - баллистических характеристик, которые определяют внешнюю баллистику полета снаряда.

Наиболее близким из известных технических решений, частично решающим задачу повышения устойчивости горения пороховой канальной шашки, является ракетный двигатель твердого топлива, который содержит камеру сгорания, канальный заряд твердого топлива малодымного состава с расширяющейся частью (расточкой) канала у днища, противоположного сопловому блоку, размещенную у днища шашку смесевого твердого топлива и воспламенитель. Устойчивое горение здесь достигается за счет обтекания всех поверхностей порохового заряда газами высокой температуры шашки из смесевого твердого топлива.

Однако в известном двигателе устойчивое горение заряда из малодымного состава обеспечивается только при положительных эксплуатационных температурах. При отрицательных температурах известный двигатель не может обеспечить стабильной работы из-за возникновения низкочастотных колебаний давления.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение стабильности работы двигателя в расширенном диапазоне эксплуатационных температур (±50°С) путем исключения низкочастотных колебаний давления, а следовательно, и тяги двигателя, которые могут привести к загасанию заряда, особенно при низких температурах, а также к отказу элементов бортовой аппаратуры из-за динамических нагрузок.

Указанная цель достигается тем, что двигатель, содержащий размещенный в камере сгорания канальный заряд твердого топлива малодымного состава с расширяющейся частью (расточкой) канала у днища камеры сгорания, противоположного сопловому днищу, имеющего радиальные пазы, шашку из быстрогорящего высокоэнергетического состава и воспламенитель, снабжен газодинамическим стабилизатором, который выполнен в форме цилиндрической камеры с радиальными калиброванными отверстиями и закреплен на днище камеры сгорания, противоположном сопловому днищу, в расширяющейся части (расточке) канала заряда с кольцевым зазором относительно ее боковой поверхности, шашка из высокоэнергетического быстрогорящего состава размещена в камере газодинамического стабилизатора, а воспламенитель закреплен соосно каналу заряда в торце камеры газодинамического стабилизатора, при этом радиальные пазы днища выполнены расширяющимися к периферии камеры сгорания, а суммарная площадь калиброванных отверстий стабилизатора составляет 0,0014-0,002 от начальной поверхности горения заряда. Площадь кольцевого зазора между зарядом и стабилизатором составляет 0,95-1,05 суммарной площади входа в радиальные пазы днища камеры сгорания, а отношение диаметра расширенной части (расточки) канала к диаметру канала заряда равно 1,6-2.

На фиг.1 представлена конструктивная схемы двигателя.

На фиг.2 показан поперечный разрез двигателя у днища камеры сгорания.

На фиг.3 показана полученная экспериментальным путем зависимость надежности работы двигателя (H) от отношения площади кольцевого зазора между зарядом и газодинамическим стабилизатором к суммарной площади входа в радиальные каналы днища

На фиг.4 приведена полученная экспериментальным путем зависимость амплитуды пульсаций давления (А) от отношения диаметра расточки канала к диаметру канала заряда .

Двигатель состоит из корпуса 1, соплового днища 2, передней крышки 3 и днища 4, образующих камеру сгорания, где размещается пороховой заряд 5. К днищу камеры сгорания в расширяющейся части канала заряда 6 крепится камера газодинамического стабилизатора 7 с калиброванными радиальными отверстиями 8. В камере стабилизатора размещена шашка 9 из высокоэнергетичного быстрогорящего состава. К торцу камеры стабилизатора крепится стакан воспламенителя 10, открытый торец которого обращен внутрь камеры стабилизатора. Стакан размещен в канале II порохового заряда. В днище камеры сгорания выполнены радиальные пазы 12, расширяющиеся к периферии камеры сгорания.

Принцип действия предлагаемого двигателя заключается в следующем. При срабатывании воспламенителя его пороховые газы поступают в камеру газодинамического стабилизатора, где поджигают пороховую шашку. Скорость горения шашки подобрана таким образом, что калиброванные отверстия камеры стабилизатора создают необходимый поджим газового потока, поддерживая в этой камере давление, оптимальное для получения от шашки максимальных энергетических характеристик. Затем продукты сгорания от воспламенителя и пороховой шашки истекают через отверстия камеры и, равномерно обтекая заряд, воспламеняют его. Надежному воспламенителю при этом способствуют радиальные пазы в днище камеры сгорания, расширяющиеся к периферии, где происходит процесс диссипации за счет расширения, т.е. процесс смещения энергетического баланса газового потока в сторону тепловой составляющей энергии за счет кинетической. Возникающие в процессе горения заряда низкочастотные пульсации давления с частотой порядка 10 Гц гасятся газодинамическим стабилизатором за счет того, что его калиброванные отверстия подобраны таким образом, что при повышении давления в камере сгорания, газ заполняет камеру стабилизатора за определенное время, а при понижении давления камера стабилизатора играет роль ресивера и подпитывает газом камеру сгорания.

Проведенные эксперименты показывают, что суммарная площадь калиброванных отверстий зависит от начальной поверхности горения заряда и должна составлять 0,0014-0,002 от ее величины. При уменьшении этого соотношения менее 0,0014, при частотах пульсаций порядка 10 Гц, газ не будет успевать заполнять камеру стабилизатора. При увеличении этого соотношения сверх 0,002 стабилизатор перестанет выполнять свою функцию, т.к. объем его камеры фактически будет являться частью объема всей камеры сгорания.

Вероятность безотказной работы двигателя, т.е. его надежность зависит от среднеквадратичного отклонения его внутрибаллистических параметров, которое определяется стабильностью характеристик. Из фиг.3 видно, что уровень заданной надежности 0,98 обеспечивается при значении отношения площади кольцевого зазора между зарядом и газодинамическим стабилизатором к суммарной площади входа в радиальные пазы днища камеры сгорания от 0,95 до 1,05. При увеличении этого соотношения сверх 1,05 пороховые газы от шашки попадают в канал заряда в большем количестве, что может привести к срыву зоны горения. Уменьшение отношения менее 0,95 приводит к осаждению твердой фазы на днище камеры сгорания, что уменьшает количество очагов горения на пороховом заряде.

Проведенные эксперименты показали, что амплитуда пульсаций давления зависит от отношения диаметра расточки заряда к каналу заряда. Газодинамический стабилизатор конструктивно ограниченного объема способен скомпенсировать пульсации давления с амплитудой не более 30% от рабочего давления.

Из фиг.4 видно, что отношение диаметров расточки и канала заряда необходимо выполнить в пределах 1,6-2. При расширении этих пределов геометрия каналов способствует увеличению допустимой амплитуды колебаний давления и возникновению резонансного горения.

Таким образом, предлагаемое устройство позволяет комплексно решить задачу обеспечения стабильности работы двигателя в диапазоне эксплуатационных температур от +50°С до -50°С. Летные испытания в составе снаряда подтвердили стабильность его работы. Внедрение предлагаемого двигателя в серийное производство позволит в значительной степени улучшить тактико-технические характеристики ПТУРС.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на малодымном твердом топливе и предназначенных для малогабаритных снарядов, управляемых в условиях прямой оптической видимости. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с размещенным в нем канальным зарядом, дополнительную шашку из высокоэнергетичного топлива, газодинамический стабилизатор и воспламенитель. Канальный заряд выполнен с цилиндрической расточкой, расположенной со стороны, противоположной сопловому блоку, и включает радиальные пазы. Газодинамический стабилизатор выполнен в виде цилиндрической камеры с радиальными калиброванными отверстиями и установлен на заднем днище в цилиндрической расточке заряда с кольцевым относительно нее зазором. Дополнительная шашка размещена в газодинамическом стабилизаторе, а воспламенитель закреплен соосно каналу заряда на его торце. Суммарная площадь калиброванных отверстий газодинамического стабилизатора равна 0,0014-0,002 начальной поверхности горения заряда, площадь кольцевого зазора равна 0,95-1,05 суммарной площади входа в радиальные пазы, а отношение диаметра расточки к диаметру канала заряда равно 1,6-2. Изобретение позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем канальным зарядом с цилиндрической расточкой, расположенной со стороны, противоположной сопловому блоку с выполненными в нем радиальными пазами, дополнительную шашку из высокоэнергетичного топлива и воспламенитель, отличающийся тем, что, с целью обеспечения стабильности работы двигателя в широком диапазоне эксплуатационных температур, он снабжен газодинамическим стабилизатором, выполненным в виде цилиндрической камеры с радиальными калиброванными отверстиями и установленным на заднем днище в цилиндрической расточке заряда с кольцевым относительно нее зазором, при этом дополнительная шашка размещена в гидродинамическом стабилизаторе, а воспламенитель закреплен соосно каналу заряда на его торце, суммарная площадь калиброванных отверстий газодинамического стабилизатора равна 0,0014-0,002 начальной поверхности горения заряда, площадь кольцевого зазора равна 0,95-1,05 суммарной площади входа в радиальные пазы, отношение диаметра расточки к диаметру канала заряда равно 1,6-2.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что радиальные пазы на заднем днище выполнены расходящимися к периферии корпуса.