ракета

Формула изобретения

Ракета, содержащая полезную нагрузку и состыкованный с ней двигатель с камерой сгорания, в которой размещен заряд твердого топлива, и сопловым блоком, при этом сопловой блок расположен у переднего торца двигателя, а камера сгорания выполнена в виде стакана, отличающаяся тем, что камера сгорания разделена на две полости перегородкой с газоходными каналами, суммарная площадь которых определяется из математических выражений:

где F_кр - суммарная площадь критического сечения соплового блока;

S _кан - суммарная площадь газоходных каналов, выполненных в перегородке;

- относительная скорость течения продуктов сгорания в газоходных каналах;

k - отношение теплоемкостей продуктов сгорания применяемого в двигателе топлива;

Р - перепад давления в газоходных каналах перегородки, которым уравновешивают действие инерционных сил от действующей на ракету осевой перегрузки и компенсируют действующие на заряд сжимающие усилия;

Р - максимальное давление в камере сгорания двигателя,

при этом перегородка в камере сгорания размещена за сопловым блоком, а заряд помещен в камеру сгорания в полость за перегородкой со стороны заднего торца двигателя.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетах с двигателями, работающими на твердом топливе.

Известна ракета (патент RU №2247310 С1, опубликован 27.02.2005, бюл. №6), принятая за прототип, содержащая полезную нагрузку и состыкованный с ней двигатель с камерой сгорания в виде стакана, в которой размещен заряд твердого топлива, с расположенным у переднего торца двигателя сопловым блоком.

В известной конструкции ракеты перепад давления, компенсирующий сжимающие усилия, действующие на заряд твердого топлива, создается благодаря распределенному по длине камеры сгорания и заряда газоприходу. При этом перепад давления по длине двигателя, обусловленный распределенным газоприходом, способен компенсировать сжимающие нагрузки, действующие на заряд, от перегрузки величиной (1÷3)g, создаваемой при работе двигателя для компенсации аэродинамического сопротивления снаряда. Стартовые перегрузки порядка (100÷1000)g, возникающие при разгоне снаряда до заданных значений скорости за времена порядка (0,010÷0,100) с, действующие на заряд твердого топлива и создающие сжимающие нагрузки, перепад давления по длине камеры сгорания, обусловленный распределенным газоприходом, компенсировать не может. Уменьшение площади проходного сечения для увеличения перепада невозможно в силу габаритных ограничений по наружному диаметру камеры сгорания двигателя (диаметру заряда) и длине, так как при уменьшении диаметральных размеров двигателя и заряда недопустимо возрастает длина двигателя.

Вследствие осевых сжимающих сил от действующих на заряд перегрузок порядка (100÷1000)g топливные элементы по мере сгорания заряда могут разрушаться вследствие потери устойчивости. Разрушение заряда приводит к нерасчетному повышению давления и разрушению двигателя и ракеты, что недопустимо. Если двигатель не разрушается, то резко возрастает тяга, что может привести к сбоям в работе системы управления ракеты, либо остатки топлива выбрасываются из камеры сгорания, что ведет к снижению скорости ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности ракеты с двигателем, в котором используется вкладной заряд твердого топлива, за счет исключения возможности разрушения заряда.

Поставленная задача решается тем, что в ракете, содержащей полезную нагрузку и состыкованный с ней двигатель с камерой сгорания, в которой размещен заряд твердого топлива, и сопловым блоком, при этом сопловой блок расположен у переднего торца двигателя, а камера сгорания выполнена в виде стакана, камера сгорания разделена на две полости перегородкой с газоходными каналами, суммарная площадь которых определяется из математических выражений:

где F_кр - суммарная площадь критического сечения соплового блока;

S _кан - суммарная площадь газоходных каналов, выполненных в перегородке;

- относительная скорость течения продуктов сгорания в газоходных каналах;

k - отношение теплоемкостей продуктов сгорания применяемого в двигателе топлива;

Р - перепад давления в газоходных каналах перегородки, которым уравновешивают действие инерционных сил от действующей на ракету осевой перегрузки и компенсируют действующие на заряд сжимающие усилия;

Р - максимальное давление в камере сгорания двигателя,

при этом перегородка в камере сгорания размещена за сопловым блоком, а заряд помещен в камеру сгорания в полость за перегородкой со стороны заднего торца двигателя.

Перегородка с газоходными каналами представляет собой источник местного гидравлического сопротивления, который обеспечивает падение давления у переднего торца заряда за счет потерь кинетической энергии газового потока при его торможении, а также обеспечивает уменьшение площади проходного сечения и разгон продуктов сгорания заряда твердого топлива до скорости, при которой будет обеспечено дополнительное снижение давления у торца заряда, обращенного к соплам, и обеспечивает перепад давления Р требуемой величины, представляющий собой разность давления у торца заряда, обращенного к глухому дну камеры сгорания, и давления в сечении камеры сгорания, в котором установлена перегородка с газоходными каналами, которое совпадает с торцом заряда, обращенным в сторону сопла. Перепад давления направлен от заднего дна двигателя в сторону сопел блока и создается благодаря перетеканию продуктов сгорания топлива через газоходные каналы перегородки.

Перепад давления определяется из математического выражения

где Р - перепад давления [Н/м²=кг/м/с ²];

_зар - масса заряда [кг];

N _x - осевая перегрузка, действующая на ракету [-];

g - ускорение свободного падения [9,81 м/с² ];

S_торц - площадь торцевой поверхности заряда [м²].

Требуемая величина перепада обеспечивается за счет выбора площади газоходных каналов, выполненных в перегородке, разделяющей камеру сгорания двигателя на две полости: собственно камеру сгорания, в которой помещают заряд, и предсопловой объем.

При этом увеличение потерь энергии продуктов сгорания топлива и снижение его удельного импульса на местном гидравлическом сопротивлении компенсируются благодаря исключению возможности разрушения заряда и отсутствию выброса недогоревших остатков разрушенного заряда из камеры сгорания, так как потери удельного импульса будут значительно ниже, чем в случае без компенсации сжимающих усилий.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображена схема ракеты, на которой представлены конструкция ракеты и схема сил, действующих на топливные элементы заряда.

Ракета содержит полезную нагрузку 1 и двигатель с зарядом твердого топлива 2. Сопловой блок 3 выполнен у переднего торца двигателя, состыкованного с полезной нагрузкой 1, камера сгорания 4 выполнена в виде стакана и разделена на две полости перегородкой 5 с газоходными каналами 6. Перегородка 5 размещена за сопловым блоком 3, а заряд 2 помещен в камеру сгорания в полость за перегородкой 5 со стороны заднего торца двигателя.

Работа предлагаемой ракеты осуществляется следующим образом. После воспламенения заряда 2 продукты сгорания топлива истекают через сопло 3 со скоростью V_г в направлении, противоположном направлению движения ракеты, сообщая ей скорость V _p. Возникающая при этом осевая перегрузка N _x стремится прижать заряд 2 к дну камеры сгорания 4, вызывая в нем сжимающие напряжения, максимальная величина которых достигается на опорном торце заряда. В то же время продукты сгорания топлива истекают вдоль поверхности заряда 2 в направлении соплового блока 3, совпадающем с направлением движения ракеты. Благодаря перетеканию продуктов сгорания топлива из камеры сгорания в предсопловой объем через газоходные каналы 6, выполненные в перегородке 5, создается перепад давления, действующий на заряд в направлении движения ракеты и компенсирующий инерционные силы, действующие на заряд 2.

Конструктивные параметры ракеты и двигателя определяются в каждом конкретном случае исходя из поставленных задач и при необходимости уточняются в результате экспериментальной отработки.

При реализации предлагаемого изобретения обеспечивается повышение надежности ракеты с двигателем, в котором используется вкладной заряд твердого топлива, за счет исключения возможности разрушения заряда.