ракетный двигатель твердого топлива
| Классы МПК: | F02K9/08 использующие твердые топлива |
| Автор(ы): | Борисов О.Г., Петуркин Д.М., Филатов В.Г., Герасимов В.Д., Денежкин Г.А., Семилет В.В., Куценко Г.В., Некрасов В.И., Шеврикуко И.Д., Амарантов Г.Н., Смирнов В.Д., Кузьмицкий Г.Э., Вронский Н.М., Лисовский В.М., Гринберг С.И., Макаров Л.Б. |
| Патентообладатель(и): | Научно-производственное объединение им.С.М.Кирова, Пермский завод им.С.М.Кирова |
| Приоритеты: |
подача заявки:
1998-02-20 публикация патента:
20.01.1999 |
Ракетный двигатель твердого топлива относится, в частности, к ракетным двигателям твердого топлива с зарядами из высокоимпульсных смесевых твердых топлив, прочно скрепленными с корпусом, и может быть использовано в ракетах (реактивных снарядах) с твердосплавными двигателями, топлива которых склонны к вибрационному горению. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд твердого топлива с воспламенительным устройством, основную и дополнительную камеры, соединенные соплом. Торец заряда со стороны донной части корпуса выполнен плоским. Дополнительная камера выполнена в виде полости, образованной донной частью корпуса и передним торцем заряда. Сопло выполнено дозвуковым и прилегающим к переднему торцу заряда, а площадь его проходного сечения определена по формуле F = KW/Po
q(
)
в, где К - расчетно-экспериментальный переходный коэффициент, учитывающий, в том числе, параметры истечения топлив, применяемых в заряде и воспламенительном устройстве; W - начальный объем дополнительной камеры; P0 - давление торможения, создаваемое воспламенительным устройством, q() - приведенный расход для <1, в - время работы воспламенительного устройства. Такое выполнение двигателя повышает стабильность его работы. 1 ил.
Рисунок 1
q()в, где К - расчетно-экспериментальный переходный коэффициент, учитывающий, в том числе, параметры истечения топлив, применяемых в заряде и воспламенительном устройстве; W - начальный объем дополнительной камеры; P0 - давление торможения, создаваемое воспламенительным устройством, q() - приведенный расход для <1, в - время работы воспламенительного устройства. Такое выполнение двигателя повышает стабильность его работы. 1 ил.
Формула изобретения
Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд твердого топлива с воспламенительным устройством, основную и дополнительную камеры, соединенные соплом, отличающийся тем, что в нем торец заряда со стороны донной части корпуса выполнен плоским, а дополнительная камера выполнена в виде полости, образованной донной частью корпуса и передним торцом заряда, при этом сопло выполнено дозвуковым и прилегающим к переднему торцу заряда, а площадь его проходного сечения определена по формуле
где К - расчетно-экспериментальный переходный коэффициент, учитывающий, в том числе, параметры истечения топлива, применяемых в заряде и воспламенительном устройстве;
W - начальный объем дополнительной камеры;
P*0 - давление торможения, создаваемое воспламенительным устройством;
q*
- приведенный расход для <1;Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности к РДТТ с зарядами из высокоимпульсных смесевых твердых топлив, прочно скрепленными с корпусом, и может быть использовано в ракетах (реактивных снарядах) с твердотопливными двигателями, топлива которых склонны к вибрационному горению. Объект изобретения представляет собой ракетный двигатель с прочно скрепленным с корпусом двигателя зарядом высокоимпульсного смесевого твердого топлива, предназначенный для преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию носителя и может быть использован в качестве двигателя - движителя вновь разрабатываемого дальнобойного реактивного снаряда. Вибрационное горение в камере РДТТ, сопровождающееся периодическим изменением давления, является вредным явлением и может существенно повлиять на надежность двигателя, сроки внедрения, стабильность внутрибаллистических характеристик и т.д. Так, например, возникновение колебаний давления продольной моды, которые присущи РДТТ большого удлинения, особенно в случаях, когда отношение длины заряда к его диаметру превышает 10), сопровождается механическими вибрациями и появлением знакопеременных нагрузок в продольном направлении. Это может привести к нарушению работы бортовой системы управления и даже к разрушению двигателя и реактивного снаряда в целом. Поэтому при создании новых РДТТ одновременно с мероприятиями по увеличению полного импульса тяги, создаваемого двигательной установкой, осуществляются и мероприятия по стабилизации процессов горения заряда твердого топлива. Так, известно устройство, обеспечивающее гашение колебаний при возникновении вибрационного горения в РДТТ (см. , например, пат. США N 3786633 "Фиксация заряда и резонансная система гашения колебаний в РДТТ: кл. НКИ 60-255, МКИ F 02 K 9/06), принятое авторами за аналог. В известном устройстве приводится конструктивная схема РДТТ с системой фиксации заряда и резонансным стержнем. РДТТ имеет корпус, воспламенитель, сопло и вкладной заряд, снабженный бронирующим покрытием на наружной поверхности и обоих торцах. Для гашения колебаний давления при возникновении нестабильного горения в РДТТ-аналоге используется резонансный стержень, размещенный в канале заряда. Однако резонансные стержни не гасят высокочастотные колебания целого ряда мод, а размещение в канале заряда резонансного стержня не позволяет добиться высокой степени заполнения камеры двигателя топливом. Таким образом, задачей данного технического решения являлось гашение колебаний давления ряда мод при возникновении нестабильного горения заряда. Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие в составе устройства-аналога корпуса, воспламенителя, сопла и заряда. В то же время для повышения эффективности гашения колебаний давления в двигателе широко применяются резонансные акустические полости и различные экраны, обеспечивающие приемлемые характеристики плотности заряжания. Поэтому наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к заявляемому изобретению является РДТТ по пат. США N 3210932, кл. НКИ 60-256, МКИ F 02 K 9/04, принятый авторами за прототип. Он содержит корпус, канальный заряд твердого ракетного топлива, воспламенитель, основную и дополнительную камеры, связанные между собой через сверхзвуковое сопло, при этом стенка дополнительной камеры образована цилиндрической поверхностью горения канала заряда. РДТТ, принятый за прототип, функционирует следующим образом. При работе РДТТ продукты горения твердого топлива заряда движутся по газовому тракту двигателя, при этом высокочастотные колебания стабилизируются в резонансной акустической полости дополнительной камеры. Данный метод более эффективен, чем использование в РДТТ резонансных стержней, однако, как показали проведенные испытания, описанная конструкция неудовлетворительно гасит колебания в момент срабатывания воспламенителя, создающего сильные возмущения в газовом столбе продуктов сгорания, а резко (пропорционально квадрату скорости горения твердого топлива заряда) изменяющаяся настройка резонансной акустической полости не позволяет стабилизировать высокочастотные колебания в течение всего времени работы двигателя. Таким образом, задачей данного технического решения-прототипа являлась разработка конструкции, обеспечивающей при приемлемой плотности заряжания, гашение колебаний в начальный период рабочих (квазистационарных) режимов работы двигателя. Общими признаками с предлагаемым ракетным двигателем являются корпус, заряд твердого топлива с воспламенительным устройством, основную и дополнительную камеры, соединенные соплом. В отличие от прототипа в предлагаемом авторами ракетном двигателе торец заряда со стороны донной части корпуса выполнен плоским, а дополнительная камера выполнена в виде полости, образованной донной частью корпуса и передним торцем заряда, при этом сопло выполнено дозвуковым, а площадь его проходного сечения определена по формуле
где К - расчетно-экспериментальный переходный коэффициент, учитывающий, в том числе, параметры истечения топлив, применяемых в заряде и воспламенительном устройстве;
W - начальный объем дополнительной камеры;
po- давление торможения, создаваемое воспламенительным устройством;
q(
) - приведенный расход для < 1;в- время работы воспламенительного устройства. Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего эффективное гашение и стабилизацию как высокочастотных, так и низкочастотных колебаний давления в двигателе в течение всего времени его работы, включая момент срабатывания воспламенителя, при высоких параметрах плотности заряжания. Новая совокупность конструктивных элементов, форма их выполнения и взаимное расположение, а также наличие связей между деталями и узлами заявляемого двигателя и соотношение их параметров, позволяют, в частности, за счет выполнения:- переднего торца заряда со стороны донной части корпуса плоским, дополнительной камеры в виде полости, образованной донной частью корпуса и передним торцем заряда, и сопла прилегающим к переднему торцу заряда - постоянно стабилизировать высокочастотные колебания в двигателе за счет поддержания характеристик резонансной акустической полости на уровне, соответствующем увеличению объема газа в камерах по мере выгорания заряда, обеспечиваемого изменением объема полости пропорционально скорости горения заряда путем перемещения торца, обусловленного горением заряда;
- сопла дозвуковым с начальной площадью проходного сечения, определенным соотношением
обеспечить постоянное докритическое истечение из основной камеры в дополнительную, тем самым эффективно гасить высокоамплитудные колебания в донной части двигателя с самого начала процесса выхода его на режим - с момента срабатывания воспламенительного устройства. Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе, включающем корпус, заряд твердого топлива с воспламенительным устройством, основную и дополнительную камеры, соединенные соплом, в отличие от прототипа, согласно изобретению передний торец заряда со стороны донной части корпуса выполнен плоским, а дополнительная камера выполнена в виде полости, образованной донной частью корпуса и передним торцем заряда, при этом сопло выполнено дозвуковым и прилегающим к переднему торцу заряда, а начальная площадь проходного сечения сопла определена соотношением
где К - расчетно-экспериментальный переходный коэффициент, учитывающий, в том числе, параметры истечения топлив, применяемых в заряде и воспламенительном устройстве;
W - начальный объем дополнительной камеры;
po- давление торможения, создаваемое воспламенительным устройством;
q(
) - приведенный расход для < 1;в- время работы воспламенительного устройства. Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором на фиг. 1 изображен общий вид предлагаемого ракетного двигателя твердого топлива. Предлагаемый РДТТ состоит из корпуса 1, в котором расположены прочно скрепленный заряд твердого топлива 2 и воспламенительное устройство 3. Канал 4 заряда 2 и предсопловой объем 5 корпуса 1 образуют основную камеру 6. В донной части 7 корпуса 1 расположена дополнительная камера 8, выполненная в виде полости 9, образованной донной частью 7 корпуса 1 и передним торцем 10 заряда 2. Основная 6 и дополнительная 8 камеры сообщаются через сопло 11, выполненное дозвуковым в канале 4 заряда 2, прилегающим к торцу 10. Торец 10 заряда 2 выполнен плоским, а сопло выполнено дозвуковым с начальной площадью, определенной, из условия обеспечения постоянного докритического истечения, соотношением
(обозначения приведены выше). Вышеописанный реактивный двигатель твердого топлива работает следующим образом. После срабатывания воспламенительного устройства 3 происходит заполнение его продуктами сгорания основной камеры 8 и (через сопло 11) дополнительной камеры 6. В сопле 11 происходит местное торможение потока продуктов сгорания воспламенительного устройства 3 и, частично, заряда 2, перетекающих в дополнительную камеру 6, сопровождающееся подъемом статического давления, потерями полного давления, поглощением акустической энергии, и соответственно, гашением высокоамплитудных колебаний в донной части двигателя. Высокочастотные колебания стабилизируются в резонансной акустической полости 9 дополнительной камеры 8, объем которой изменяется пропорционально скорости горения заряда 2 за счет перемещения торца 10, обусловленного горением заряда 2. Это позволяет поддерживать характеристики резонансной акустической полости 9 на уровне, соответствующем увеличению объема газа в камерах 6 и 8 по мере выгорания заряда 2 и постоянно стабилизировать высокочастотные колебания в двигателе. Кроме того, по мере выгорания заряда 2 уменьшается перепад площадей сопла 11 и канала 4, уменьшая потери полного давления в донной части двигателя. Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением позволило повысить стабильность внутрибаллистических характеристик двигателя при расширенном спектре частот подавляемых колебаний, уменьшив одновременно потери полного давления и поднять, тем самым, надежность и энергетические характеристики двигателя. Указанный положительный эффект подтвержден огневыми стендовыми испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненного в соответствии с изобретением (отчет инв. N 46656). В настоящее время ведется разработка рабочей конструкторской документации, запланированы изготовление и предварительные испытания опытных образцов, намечено серийное производство двигателя. 3о
Класс F02K9/08 использующие твердые топлива
