ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА, содержащий камеру сгорания с размещенным в нем зарядом твердого топлива, сопло и установленный на переднем дне камеры сгорания акустический демпфер, выполненный в виде цилиндрической двухступенчатой камеры, причем ступень камеры меньшего диаметра обращена в сторону сопла и расположена в канале заряда, отличающийся тем, что акустический демпфер снабжен подпружиненным поршнем, размещенным в ступене камеры большего диаметра, а на боковой стенке камеры меньшего диаметра со стороны переднего дна камеры сгорания выполнено радиальное отверстие.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей на твердом топливе.

Известны [1] способы устранения неустойчивости горения за счет использования различных механических устройств, помещаемых в камере сгорания или канале порохового заряда различного вида стержней, перфорированных пластин и перегородок.

Эти механические устройства просты по конфигурации и обеспечивают некоторое снижение колебаний давления при неустойчивом горении порохового заряда.

Однако механические средства подавления неустойчивого горения обладают недостатками:

эффективность механического гасителя снижается после выгорания части порохового заряда в связи с изменением газовой плотности, так как механический гаситель действует в узком диапазоне частот;

увеличение пассивного веса двигателя;

разрушение и вылет из двигателя элементов гасителя;

потери энергии за счет торможения газового потока на элементах гасителя.

Известен ракетный двигатель с резонатором Гельмгольца [2] содержащий камеру сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива, сопло и установленный на переднем дне камеры сгорания акустический демпфер, выполненный в виде цилиндрической двухступенчатой камеры, причем ступень камеры меньшего диаметра обращена в сторону сопла и расположена в канале заряда.

Однако необходимость в увеличении полетных скоростей современных ракет и снижении весовых и габаритных характеристик ракетных двигателей обуславливает применение высоко энергетичных твердых топлив с высокой скоростью горения, более чувствительных к возникновению нерасчетного рабочего процесса.

Увеличение плотности заполнения камеры сгорания расширяет диапазон собственных частот системы камера сгорания пороховой заряд, а резонаторы Гельмгольца обладают резонансными характеристиками, т. е. высокое значение коэффициентов поглощения быстро уменьшается до значения, составляющего 50% максимальной величины. В некоторых случаях поглатитель резонансного типа с узкополосной характеристикой не подавляет вибрационного горения, а вызывает переход неустойчивого режима на другую частоту с почти такой же амплитудой колебаний давлений, или может привести к дестабилизации устойчивого процесса горения в ракетном двигателе.

Целью изобретения является повышение эффективности подавления вибрационного горения в широком диапазоне частот.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания и акустический демпфер, последний выполнен в виде цилиндрической ступенчатой полости, сужающейся в сторону сопла. При этом в широкой части цилиндрической полости установлен подпружиненный поршень, а сужающаяся часть полости соединена радиальным отверстием с камерой сгорания у ее дна. Причем проходное сечение радиального отверстия составляет 1.2% проходного сечения суженной части полости и размещено в канале между шашками порохового заряда.

На фиг. 1 приведен ракетный двигатель на твердом топливе, общий вид в разрезе; на фиг. 2 разрез А-А на фиг. 1.

Ракетный двигатель содержит камеру 1 сгорания с сопловым блоком 2. Акустический демпфер 3 установлен на переднем дне 4 двигателя между шашками порохового заряда 5 и содержит цилиндрическую двухступенчатую полость с большим диаметром 6 и меньшим 7. В ступени с большим диаметром размещен поршень 8 с пружиной 9, а суженная полость размещена в канале между пороховыми шашками порохового заряда 5 и соединена с камерой сгорания радиальными отверстиями 10 в ее боковой стенке.

Работа описанного ракетного двигателя заключается в следующем. После зажжения порохового заряда 5 по мере его выгорания в камере ракетного двигателя возбуждаются колебания давления различной частоты. В условиях пульсирующего потока в камере газ находится в цилиндрической двухступенчатой полости, как в уширенной 6, так и в суженной 7 части демпфера 3. Колебательные движения газа вызывают раскачку поршня 8, усиливаемые пружиной 9, и генерируют противофазные колебания соответствующей частоты. Амплитуда этих колебаний достигает максимального значения, когда частота колебаний в камере приближается к собственной частоте акустического демпфера. При этом в канале между пороховыми шашками в непосредственной близости от торца суженной полости устанавливается стационарная относительно полости демпфера картина вторичных потоков, схожая с вихревыми кольцами.

В процессе роста амплитуды колебаний вихревая структура потоков заменяется струйной. В результате вязкого взаимодействия струй с неподвижным окружающим газом вихревые кольца образуются также на расстоянии нескольких диаметров отверстия от торца суженной части демпфера. Образующиеся кольца распространяются от отверстия в процессе этого движения, распадаются, способствуя турбулизации потока. Образование и распад вихревых колец и другие явления, связанные с распадом струй, составляют основной механизм диссипации энергии резонансных колебаний, являются стабилизирующим фактором.

Для получения максимально возможных значений амплитуд противофазных колебаний, полость демпфера предпочтительно выполнять в виде ступенчатого концентратора колебаний. Введение в конструкцию акустического демпфера подпружиненного поршня позволяет регулировать собственную частоту резонатора, обеспечивая увеличение коэффициентов поглощения в диапазоне частот, охватывающем все наиболее опасные моды колебаний, т. е. от первой до третьей поперечных мод.

Радиальное отверстие 10, связывающее полость демпфера с камерой сгорания в районе переднего дна, обеспечивает дополнительную подпитку генератора во "всасывающем" режиме, что способствует повышению эффективности за счет подключения дополнительной массы газа и одновременно обеспечивает на обратном ходе подавление неустойчивого горения в районе переднего дна камеры между пороховыми шашками, где имеют место самые высокие амплитуды возмущений давления как для поперечных, так и для продольных колебаний.

Расположение генератора акустических колебаний на переднем дне камеры сгорания обеспечивает наиболее эффективное поглощение волн давления, которые в противном случае отражались бы в область, где находится основной источник неустойчивости поверхность горения шашки.

Таким образом, использование предлагаемого технического решения позволяет подавить вибрационное горение в широком спектре частот за счет повышения интенсивности противофазных колебаний, излучаемых акустическим демпфером, что обеспечивает устойчивую работу ракетного двигателя, предотвращает его разрушение из-за колебаний давления, выходящих за расчетную величину, и прогар стенок из-за отслоения теплозащитных покрытий двигателя и бронепокрытия заряда.