ракетный двигатель

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель, содержащий корпус, сопло, газогенератор с зарядом из твердого ракетного топлива и тепловым ножом, гидропривод теплового ножа, содержащий поршень и рабочую жидкость в гидравлической полости, регулируемый дроссель, отличающийся тем, что двигатель снабжен камерой дожигания, при этом 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, причем 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.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что сопло выполнено в дифференциальном поршне.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ с командным регулированием величины тяги в полете в широких пределах.

Известно [Фахрутдинов И. Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, 328 с., ил.], что для решения таких задач, как перехват, сближение, коррекция траектории и дальности, маневрирование, причаливание или мягкая посадка в условиях космического полета, требуется регулирование тяги ракетного двигателя. Управление величиной тяги может осуществляться командным изменением величины газоприхода со стороны заряда, реализуемым посредством поджатия к горящей поверхности заряда теплового ножа. Схемы РДТТ с регулированием посредством теплового ножа представлены в ["РДТТ с регулируемым модулем тяги" /Петренко В.И., Попов В.Л., Русак А.М., Феофилактов В.И./ Миасс. Издательство ГРЦ "КБ им. академика В.П.Макеева", 1994 г. - 246 с., ил.].

Двигатели представленных схем имеют низкую баллистическую эффективность, что обусловлено двумя причинами.

1. Тепловой нож не может работать в оптимальных для ракетного двигателя условиях высоких температур. Если стойкость теплового ножа ограничивается температурой T 1500-2000 K, то термодинамический удельный импульс, суть которого выражается известной формулой



т.е. (1)

(здесь I_т/д - термодинамический удельный импульс;

R - тяга двигателя;

G_пс - расход продуктов сгорания;

- коэффициент потерь;

k - показатель адиабаты;

R - газовая постоянная;

T - температура продуктов сгорания в камере;

P_о - давление в камере;

P_а - давление на срезе сопла),

будет неприемлемо низким.

2. Неоправданно большая масса конструкции, в которую входит масса расходуемой гидроприводом жидкости, еще больше снижает величину действительного удельного импульса. Под действительным удельным импульсом изначально понимают отношение тяги двигателя к убыли массы ракеты (т.е. к расходу тех материалов, которые затрачиваются на создание тяги, а к таким материалам в данном случае помимо топлива относится и рабочая жидкость гидропривода):



где



(здесь I_действ - действительный удельный импульс;

G_рж - расход рабочей жидкости гидроприводом).

Для увеличения баллистической эффективности необходима конструктивная схема, обеспечивающая возможность увеличения температуры продуктов сгорания T в выражении (1) (в 2 раза, т.е. до уровня температур сгорания высокоэффективных ракетных топлив) и исключения непроизводительного расхода G_рж рабочей жидкости (т.е. необходимо, чтобы в выражении (2) значение достигало единицы).

Исключение непроизводительного расхода рабочей жидкости достигается в гибридном ракетном двигателе (патент США N 3178885). В этом двигателе контейнер с жидким компонентом топлива наддувается газом повышенного давления из дополнительного газогенератора. Недостатком этого двигателя является сложность, заключающаяся в наличии дополнительного газогенератора, внутрибаллистические характеристики работы которого имеют сложную и неоднозначную взаимосвязь с внутрибаллистическими характеристиками работы основной камеры сгорания.

Этот двигатель характеризуется неодновременностью окончания работы газогенератора и основной камеры сгорания, а также малой глубиной регулирования тяги. В связи с необходимостью иметь большой перепад давления (желательно сверхкритический, т.е. в 2 раза), давление в полостях газогенератора и контейнера должно быть достаточно большим (150-300 кгс/см²). Это существенно увеличивает массу двигателя, т.е. снижает его баллистическую эффективность

Наиболее близкой к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому положительному эффекту является сxема РДТТ с тепловым ножом ["РДТТ с регулируемым модулем тяги" /Петренко В.И., Попов В.Л., Русак А.М., Феофилактов В.И./ - Миасс. Издательство ГРЦ "КБ им. академика В.П.Макеева". 1994 - 246 с.: ил., рис. 3.1 и 3.2, страница 69]. РДТТ осуществляет регулируемое поджатие теплового ножа к поверхности заряда с помощью гидропривода. При этом гидропривод приводится в действие за счет давления продуктов сгорания РДТТ. Тяга двигателя регулируется путем слива рабочей жидкости наружу через регулируемый дроссель. Двигатель этой схемы обладает ранее описанными недостатками, характеризуемыми выражением (1) (низкий термодинамический удельный импульс, плохая стойкость теплового ножа) и выражением (2) (непроизводительный расход рабочей жидкости).

Целью настоящего изобретения является повышение баллистической эффективности ракетного двигателя и увеличение его надежности.

Сущность изобретения заключается в том, что известный ракетный двигатель, содержащий корпус, сопло, газогенератор с зарядом из твердого ракетного топлива и тепловым ножом, гидропривод теплового ножа, содержащий поршень и рабочую жидкость в гидравлической полости, регулируемый дроссель, снабжен камерой дожигания. 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.

Указанная цель достигается за счет разделения процессов горения на оптимальную по условиям работы теплового ножа низкотемпературную зону регулируемого газогенератора и на высокотемпературную зону камеры дожигания, что позволяет при хорошей стойкости теплового ножа обеспечить высокий термодинамический удельный импульс I_т/д (выражение (1)). За счет применения в качестве гидропривода дифференциального поршня, поднимающего давление рабочей жидкости выше давления продуктов сгорания, появляется возможность впрыска рабочей жидкости в камеру дожигания. Благодаря этому рабочая жидкость используется как один из компонентов топлива. Это позволяет за счет включения G_рж в G_пс увеличить действительный удельный импульс (см. выражение (2)). Возможность снижения рабочей температуры теплового ножа повышает надежность двигателя в целом. Для надежного функционирования предложенного двигателя достаточен малый перепад давления на форсуночном блоке (10-15 кгс/см²), что благодаря небольшому давлению подачи способствует малому весу конструкции.

Указанное техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показан продольный разрез ракетного двигателя. Ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус 1 с размещенным в нем гидроприводом. Гидропривод выполнен в виде дифференциального поршня 2, большой диаметр которого обращен вовнутрь корпуса 1, а часть малого диаметра через заднее днище корпуса 1 выведена наружу. Часть дифференциального поршня 2, имеющая больший диаметр и заднее днище корпуса 1 образуют в корпусе 1 гидравлическую полость 3. Сопло 4 двигателя выполнено в дифференциальном поршне 2. С дифференциальным поршнем 2 жестко связана полая штанга 5, на которой установлен заряд 6 торцевого горения, забронированный по наружной цилиндрической поверхности. Открытый торец заряда 6 контактирует с тепловым ножом 7, закрепленным на внутренней поверхности корпуса 1. Полость, занимаемая зарядом 6 и тепловым ножом 7, образует газогенератор 8. Твердое ракетное топливо заряда 6 имеет в своем составе недостаток (или избыток) окислителя. Стехиометричность топлива обеспечивается тем, что рабочей жидкостью в гидравлической полости 3 является окислитель (или горючее) 9. В дифференциальном поршне 2 выполнена камера дожигания 10. Газогенератор 8 связан с камерой дожигания 10 посредством форсуночного блока 11, выполненного в полой штанге 5. Гидравлическая полость 3 связанa с форсуночным блоком 11 посредством регулируемого дросселя 12. Воспламенитель двигателя размещается в газогенераторе 8 (не показан).

Устройство работает следующим образом. Запуск двигателя осуществляется посредством срабатывания воспламенителя в полости газогенератора 8. При воспламенении заряда 6 давление в полостях двигателя (газогенераторе 8 и камере дожигания 10) повышается. Давление в гидравлической полости 3 благодаря мультипликации дифференциальным поршнем 2 становится большим давления в камере дожигания 10 на 10^oC15 кгс/см². Под действием этого перепада давления жидкий окислитель (или горючее) 9 устремляется через регулируемый дроссель 12 к форсуночному блоку 11. Расход жидкого окислителя (или горючего) 9 регулируется посредством регулируемого дросселя 12. Одновременно с этим, благодаря регулируемости (за счет расхода жидкости 9) скорости перемещения дифференциального поршня 2, происходит регулирование скорости перемещения заряда 6 к тепловому ножу 7 и, значит, газоприхода со стороны газогенератора 8. При изменении (например, при увеличении) расхода жидкости 9 через регулируемый дроссель 12, благодаря увеличению скорости перемещения дифференциального поршня 2, происходит увеличение газоприхода от газогенератора 8 за счет увеличения скорости перемещения заряда 6 к тепловому ножу 7. Тяга двигателя увеличивается. Наоборот, при командном уменьшении расхода жидкости 9 через регулируемый дроссель 12, происходит уменьшение газоприхода от газогенератора 8 за счет уменьшения скорости перемещения заряда 6 к тепловому ножу 7, и тяга двигателя уменьшается. Так как твердое ракетное топливо заряда 6 имеет в своем составе недостаток (или избыток) окислителя, при работе ракетного двигателя температура продуктов сгорания в газогенераторе 8 является низкой (1500^oC2000 K) за счет нестехиометричности соотношения компонентов твердого топлива. Низкая температура продуктов сгорания в газогенераторе 8 обеспечивает высокую стойкость рабочих поверхностей теплового ножа 7 и его надежность. Продукты сгорания из газогенератора 8 через форсуночный блок 11 поступают в камеру дожигания 10. Благодаря впрыску жидкого окислителя (или горючего) 9, в камере 10 происходит дожигание продуктов сгорания. Ввиду того, что на любом режиме работы двигателя (т. е. в любом положении регулируемого дросселя 12) изменение расхода жидкости 9 пропорционально изменению газоприхода со стороны газогенератора 8, в камере дожигания 10 постоянно поддерживается стехиометрическое соотношение компонентов топлива. Этим достигается высокая температура продуктов сгорания (3500^oC4500 K). Высокая температура обеспечивает высокое значение термодинамического удельного импульса (см. выражение (1)) как на режиме большой, так и на режиме малой тяг. Благодаря тому, что в качестве рабочей жидкости гидропривода используется один из компонентов топлива - жидкий окислитель (или горючее) 9, повышается действительный удельный импульс двигателя (см. выражение (2)).

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран РДТТ с тепловым ножом ["РДТТ с регулируемым модулем тяги". /Петренко В.И., Попов В.Л., Русак А.М., Феофилактов В. И. / - Миасс. Издательство ГРЦ "КБ им. академика В.П.Макеева", 1994 - 246 с. : ил., рис. 3.1 и 3.2, страница 69] заключается в повышении баллистической эффективности ракетного двигателя и в увеличении его надежности.