RU2298110C2

RU2298110C2 - Ракетный двигатель твердого топлива

Info

Publication number: RU2298110C2
Application number: RU2005113460/06A
Authority: RU
Inventors: Георгий Николаевич Амарантов (RU); Георгий Николаевич Амарантов; Вадим Сергеевич Арефьев (RU); Вадим Сергеевич Арефьев; В чеслав Михайлович Голов (RU); Вячеслав Михайлович Голов; Владимир Георгиевич Дружинин (RU); Владимир Георгиевич Дружинин; тин Игорь Леонидович Зам (RU); Игорь Леонидович Замятин; Альберт Георгиевич Иштулов (RU); Альберт Георгиевич Иштулов; Виктор Яковлевич Ковальчук (RU); Виктор Яковлевич Ковальчук; Петр Кузьмич Колач (RU); Петр Кузьмич Колач; Анатолий Игнатьевич Тарасов (RU); Анатолий Игнатьевич Тарасов; Валерий Михайлович Углов (RU); Валерий Михайлович Углов
Original assignee: ОАО "ФНПЦ "Станкомаш"
Priority date: 2005-05-03
Filing date: 2005-05-03
Publication date: 2007-04-27
Also published as: RU2005113460A

Abstract

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднее и сопловое днища, а также заряд твердого топлива, имеющий щели со стороны переднего днища двигателя. Заряд твердого топлива скреплен с корпусом защитно-крепящим слоем. Свод заряда увеличивается по направлению к сопловому днищу двигателя за счет перехода цилиндрического канала со стороны переднего днища в сужающийся в сторону соплового днища конус. Щели расположены симметричными парами с отношением углов между щелями одной пары и между смежными щелями соседних пар 0,1-0,4. Высота щелей а составляет 0,3-0,7 величины полного горящего свода заряда с. Длина щелей составляет 0,05-0,25 общей длины корпуса двигателя. Изобретение позволяет повысить объемное заполнение камеры сгорания, а также использовать топливный заряд для тепловой защиты сопловой части корпуса двигателя при обеспечении нейтральной диаграммы тяги двигателя. 3 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, и может найти применение при разработке новых образцов ракетных двигателей больших удлинений и с нейтральным характером диаграммы тяги.

Проблема обеспечения нейтральной тяги двигателя в процессе всего времени работы для маршевых двигателей различных ракетных систем актуальна с точки зрения минимизации отклонений внутрибаллистических параметров и улучшение характеристик ракетных систем в целом.

Известен ракетный двигатель по патенту RU №2125175, 6 F02К 9/28, принятый авторами за аналог, содержащий головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с коническим осевым каналом, расширяющимся к соплу.

Однако подробная конструкция предусматривает двухсекционный вариант двигателя. Что не является оптимальным с точки зрения весового совершенства ракетных двигателей. Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату к заявляемому изобретению является ракетный двигатель по патенту RU №2152529, 7 F02К 9/08. Он содержит корпус, заряд твердого топлива, канал которого выполнен последовательно звездообразным, цилиндрическим и коническим у заднего торца заряда. Задачей указанного изобретения являлось уменьшение массы дегрессивных остатков, повышение полного импульса тяги, обеспечение максимальной объемной плотности заполнения корпуса топливом и повышение среднего уровня давления в двигателе за счет организации эрозионного горения на большой части поверхности канала.

Однако двигатель подобной конструкции имеет недостатки, так как не исключает наличие дегрессивных остатков топлива, не в полной мере используется эффект эрозионного горения, требуется дополнительная тепловая защита корпуса двигателя со стороны соплового торца.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение объемного заполнения камеры сгорания и использование топлива заряда для тепловой защиты сопловой части корпуса двигателя при обеспечении нейтральной диаграммы тяги двигателя.

Поставленная задача достигается тем, что щели в заряде как компенсатор прогрессивности горения представляют собой радиальные щели, расположенные в передней части двигателя симметричными парами с отношением углов между щелями одной пары и между смежными щелями соседних пар 0,1-0,4, при этом высота щелей составляет 0,3-0,7 величины свода заряда в месте расположения щелей, а длина щелей составляет 0,05-0,25 общей длины корпуса двигателя, величина свода заряда увеличивается по направлению к сопловому днищу двигателя.

Предлагаемая конструкция ракетного двигателя твердого топлива позволит:

- увеличить скорость газового потока в канале заряда, увеличивая тем самым скорость эрозионного горения топлива на остальной части заряда;

- уменьшить начальную поверхность щелей в 1,5-2 раза по сравнению с щелями соплового расположения и увеличить тем самым степень заполнения двигателя топливом;

- повысить теплостойкость корпуса в передней части, так как щели выполнены на величину 0,3-0,7 от полного горящего свода заряда;

- обеспечить горение заряда по закону, близкому к нейтральному, при выполнении щелей на такую глубину и симметричным расположением щелей по окружности;

- обеспечить требуемую дегрессивность горения щелевой части за счет расположения щелей парами с предложенным отношением углов между щелями одной пары и между смежными щелями соседних пар;

- исключить дегрессивно догорающие остатки и увеличить коэффициент объемного заполнения двигателя топливом за счет выполнения канала заряда цилиндрическим в передней части, где эрозионное горение незначительно, и коническим - в сопловой части с минимальным диаметром канала на торце заряда, обращенном к соплу;

- исключить необходимость дополнительной теплозащиты сопловой части корпуса за счет конусности канала, сужающегося к соплу, так как обеспечивается полное выгорание топлива одновременно по всей длине корпуса;

- обеспечить резкую отсечку тяги за счет отсутствия дегрессивно догорающих остатков и обеспечение нейтральной диаграммы тяги;

- снизить трудоемкость технологического процесса заполнения корпуса двигателя топливом за счет упрощения формообразующей оснастки (неразъемная игла канала топливного блока).

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой продольного сечения двигателя, представленной на фиг.1, и схемами поперечных сечений двигателя, представленных на фиг.2 и 3.

Предлагаемый двигатель состоит из корпуса 1, с передним 2 и сопловым 3 днищами, защитно-крепящего слоя 4 и заряда 5 твердого топлива. Заряд 5 скреплен с корпусом 1 защитно-крепящим слоем 4. У переднего днища выполнены щели 6 высотой а, составляющей 0,3-0,7 от полного горящего овода заряда с в месте расположения щелей. Щели расположены симметричными парами. Отношение углов между щелями одной пары и между смежными щелями соседних пар α/β лежит в диапазоне 0,1-0,4. Длина щелей составляет 0,05-0,25 общей длины корпуса двигателя. Свод заряда 5 увеличивается по направлению к сопловому днищу двигателя за счет перехода цилиндрического канала со стороны переднего днища в сужающийся в сторону соплового днища конус. Конусность определяется из условия обеспечения одновременного выгорания свода заряда по всей длине двигателя.

Работа двигателя, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, осуществляется следующим образом. В момент включения двигателя газоприход от щелевого компенсатора увеличивает скорость газового потока в канале заряда, способствуя росту скорости горения топлива за счет эрозионного эффекта. Так как щели выполнены не на полную глубину свода заряда и щели равномерно расположены по окружности, то щелевой участок горит по закону, близкому к нейтральному до достижения вершины щели стенки двигателя. Расположение щелей симметричными парами приводит к быстрому выгоранию топлива между щелями каждой пары. Наличие цилиндрического канала в передней части заряда и конической - в сопловой с минимальным диаметром канала на торце, обращенном к соплу, исключают дегрессивно догорающие остатки. Конусность канала обеспечивает одновременное выгорание свода по всей длине заряда.

Высота и длина щелей, отношение углов между щелями одной пары и между смежными щелями соседних пар и конусность канала определяются расчетным путем в каждом конкретном случае в зависимости от требований, предъявляемых к двигателю, и могут уточнятся в процессе экспериментальной отработки.

Работоспособность двигателя, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, подтверждена огневыми стендовыми испытаниями.

Источник информации

1. Патент RU №2152529, 7 F02К 9/08 - прототип.

Claims

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, переднее и сопловое днища, а также заряд твердого топлива, имеющий щели со стороны переднего днища двигателя, отличающийся тем, что заряд твердого топлива скреплен с корпусом защитно-крепящим слоем, свод заряда увеличивается по направлению к сопловому днищу двигателя за счет перехода цилиндрического канала со стороны переднего днища в сужающийся в сторону соплового днища конус, а щели расположены симметричными парами с отношением углов между щелями одной пары и между смежными щелями соседних пар 0,1-0,4, при этом высота щелей а составляет 0,3-0,7 величины полного горящего свода заряда с, а длина щелей составляет 0,05-0,25 общей длины корпуса двигателя.