ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд, сопло со стационарной частью, наружная поверхность которой выполнена цилиндрической и на ней установлен узел регулирования тяги, отличающийся тем, что двигатель содержит телескопически сдвигаемый насадок, установленный с возможностью осевого перемещения на наружной поверхности стационарной части сопла, а узел регулирования тяги представляет собой заглушку в форме стакана, имеющего выполненные под углом к оси сопла расходные отверстия, суммарная проходная площадь которых меньше площади критического сечения сопла, причем дно стакана имеет свозное осевое отверстие, в котором с возможностью осевого перемещения размещено центральное тело, зафиксированное в осевом направлении относительно стационарной части сопла стопорными качалками, которые зафиксированы контактирующим с ними в радиальном направлении стаканом, при этом телескопически сдвигаемый насадок сопла снабжен двухпозиционными фиксаторами, представляющими собой установленные с возможностью радиального перемещения подпружиненные штифты, наружные наклонные (или конические) торцы которых входят в отверстие им гнезда на внутренней поверхности жестко закрепленной на узел регулирования обечайки, на которой выполнен стопорный замок, фиксирующий узел регулирования тяги относительно корпуса, а внутренние торцы штифтов контактируют с наружной боковой поверхностью стационарной части сопла, в непосредственной близости от среза которой выполнена кольцевая проточка.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ с регулируемым по сигналам системы управления ракетой в процессе ее полета значением суммарного импульса тяги.

Известно, что создание РДТТ с командным регулированием значения суммарного импульса тяги в полете необходимо для задач коррекции траектории ракеты, обеспечения полета по заданной программе, разделения ступеней, причаливания или мягкой посадки в условиях космического пространства [1].

Командное управление осевой тягой может осуществляться изменением площади критического сечения сопла, реализуемым, например, перемещением под действием гидроцилиндра центрального тела, установленного в районе критического сечения [2].

Скачкообразное изменение площади критического сечения может быть реализовано с двухпозиционным соплом в ракетном двигателе двойной тяги [3].

При очевидной конструктивной сложности приведенных схем двигателей задача глубокого регулирования импульса тяги радикально не решается. В самом деле, например, при уменьшении тяги время работы двигателя увеличивается и суммарный импульс J , равный произведению тяги R на время t



меняется мало. Кроме того, устойчивое горение многих топлив возможно в сравнительно узком диапазоне рабочих давлений, что не позволяет изменять площадь критического сечения сопла в широких пределах и, соответственно, накладывает ограничения на глубину регулирования.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению является РДТТ, в котором в период работы реализуется два значения площади минимального (т.е. критического) сечения [4] за счет того, что за основным соплом, имеющим большее критическое сечение, на пирозамке устанавливается узел регулирования тяги, имеющий сопло с меньшим значением критического сечения. Если ось этого сопла, имеющего меньшее критическое сечение, будет направлена под углом к оси основного сопла, имеющего большее критическое сечение (в случае применения многосопловой конструкции), то проекции тяги для сопла, имеющего меньшее критическое сечение на продольную ось двигателя, будет меньше (вплоть до отрицательных значений, в зависимости от угла наклона осей), чем тяга с основным соплом, имеющим большее критическое сечение. Такое техническое решение при незначительном изменении внутрикамерного давления (площадь критического сечения основного и малого сопла при пересекающихся осях могут (и должны) отличаться не более чем на 5 - 10%) позволяет регулировать тягу и импульс тяги двигателя в широких пределах (от R_max до 0 и даже до отрицательных значений). Причем для регулирования тяги не нужен специальный привод, достаточно надежного и простого по конструкции пирозамка.

Такой двигатель имеет следующие недостатки.

1. Большое, часто недопустимое, возмущающее воздействие на ракету и систему управления в процессе отделения узла регулирования тяги. Заброс тяги двигателя в этот момент достигает значения

R^max_max = PS ,

где

P - внутрикамерное давление, соответствующее малому значению критического сечения;

S - площадь, ограниченная узлом уплотнения между основным соплом и устанавливаемым в нем узлом регулирования тяги.

Заметим, что по конструктивным соображениям минимально возможная площадь S превосходит не менее чем в 3 - 4 раза площадь критического сечения основного сопла. Значение PS недопустимо велико даже в случае, если с целью уменьшения S расположение узла уплотнения максимально приближено к критическому сечению, т.е. узел уплотнения выполнен в деталях газового тракта основного сопла.

2. Низкая надежность двигателя, связанная со сложностью конструкции узла уплотнения, выполненного с целью снижения значения P х S в деталях газового тракта основного сопла. Этот узел уплотнения работает при больших давлении и температуре и не должен препятствовать процессу отделения узла регулирования тяги.

Кроме того, низкая надежность двигателя проявляется в возможности повреждения деталей газового тракта основного сопла движущимся узлом регулирования тяги. Возможность повреждения обусловлена большим числом степеней свободы движущегося узла регулирования тяги. Большое число степеней свободы приводит к его значительным перекосам, вызывающим неравномерность скачков уплотнения, обуславливающую явление типа флаттера.

3. Увеличение габаритов двигателя в осевом направлении на величину выступающих за срез основного нескладывающегося сопла элементов узла регулирования тяги.

Целью изобретения является устранение перечисленных недостатков, а именно

снижение возмущающего воздействия на ракету при переходном процессе срабатывания узла регулирования тяги;

повышение надежности конструкции;

уменьшение габаритов двигателя в осевом направлении.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, заряд, сопло со стационарной частью, наружная поверхность которой выполнена цилиндрической и на ней установлены с возможностью осевого перемещения телескопически сдвигаемый насадок и узел регулирования тяги, представляющий собой заглушку в форме стакана, имеющего выполненные под углом к оси сопла расходные отверстия, суммарная проходная площадь которых меньше площади критического сечения сопла, причем на узле регулирования тяги жестко закреплена обечайка, на которой выполнен стопорный замок, фиксирующий узел регулирования тяги относительно корпуса, дно стакана узла регулирования тяги имеет сквозное осевое отверстие, в котором с возможностью осевого перемещения размещено центральное тело. Центральное тело зафиксировано в осевом направлении относительно стационарной части сопла стопорными качалками, зафиксированными в радиальном направлении стаканом, с которым они контактируют. Телескопический сдвигаемый насадок сопла снабжен двухпозиционными фиксаторами, представляющими собой установленные с возможностью радиального перемещения подпружиненные штифты, наружные наклонные (или конические) торцы которых входят в ответные им гнезда на внутренней поверхности обечайки, а внутренние торцы контактируют с наружной боковой поверхностью стационарной части сопла, в непосредственной близости от среза которой в наружной боковой поверхности выполнена кольцевая проточка.

Цель достигается тем, что неуравновешенная площадь дна стакана узла регулирования тяги, на которую в первоначальный момент действует внутрикамерное давление, конструктивно может быть выполнена достаточно малой, чем достигается снижение возмущающего воздействия на ракету в процессе первичного снятия жесткой связи между стаканом узла регулирования тяги и двигателем. По мере скольжения стакана по наружным граням стопорных качалок благодаря вскрытию больших проходных площадей давление набегающего потока на центральное тело успевает снизится до уровня, обеспечивающего приемлемое значение возмущающего воздействия от вторичного снятия жесткой связи между двигателем и центральным телом. Двухступенчатое снятие жесткой связи снижает величину максимального возмущения по сравнению с одноступенчатым снятием жесткой связи. Компоновка уплотнительных узлов и направляющие поверхности с большой по длине базой существенно увеличивает надежность двигателя. Применение телескопически сдвигаемого насадка сопла, приводом для которого узел регулирования тяги, обеспечивает уменьшение габаритов двигателя в осевом направлении.

Предлагаемое техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется чертежами, изображающими продольный разрез в разных фазах, отображающих динамику срабатывания узла регулирования тяги.

На фиг.1 изображен двигатель в исходном положении (верхняя половина чертежа) и момент срабатывания узла регулирования тяги, после первичного снятия жесткой связи между стаканом и корпусом, характеризуемый совместным движением стакана и телескопически сдвигаемого насадка (нижняя половина чертежа).

На фиг.2 изображен двигатель во время переходного процесса, после фиксации телескопически сдвигаемого насадка, в момент, характеризуемый обособленным движением стакана по стопорным качалкам (верхняя половина чертежа), и момент вторичного снятия жесткой связи между двигателем и центральным телом, т.е. момент перехода на режим маршевой тяги (нижняя половина чертежа).

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1 с размещенным в нем зарядом 2. Стационарная часть 3 сопла закреплена на заднем фланце корпуса 1 и имеет цилиндрическую наружную поверхность. Профиль газового тракта стационарной части 3 сопла образован сужающимся участком, критическим сечением 4 и расширяющимся участком 5. На цилиндрической наружной поверхности стационарной части 3 сопла с возможностью осевого перемещения установлены телескопически сдвигаемый насадок 6 сопла и узел регулирования тяги, представляющий собой заглушку в форме стакана 7. Стакан 7 имеет выполненные под углом к оси сопла расходные отверстия 8. Суммарная проходная площадь расходных отверстий 8 меньше площади критического сечения 4 сопла. Дно стакана 7 узла регулирования тяги имеет сквозное осевое отверстие 9, в котором с возможностью осевого перемещения относительно стакана 7 размещено центральное тело 10. Центральное тело 10 зафиксировано в осевом направлении относительно стационарной части 3 сопла стопорными качалками 11. Стопорные качалки 11 своими наклонными захватами входят в ответные гнезда 12, выполненные в расширяющемся участке 5 стационарной части 3 сопла. От поворота вокруг центрального тела 10 стопорные качалки 11 зафиксированы в радиальном направлении надвинутым на них наружные грани стаканом 7 узла регулирования тяги. Со стаканом 7 узла регулирования тяги жестко связана обечайка 13. На обечайке 13 выполнен стопорный замок 14, фиксирующий узел регулирования тяги относительно корпуса 1. Стопорный замок 14 может быть выполнен, например, в виде стопорящихся кососрезанных кулачков, стянутых стальной лентой, снабженной пироболтом. Телескопически сдвигаемый насадок 6 сопла снабжен двухпозиционными фиксаторами. Двухпозиционные фиксаторы представляют собой установленные с возможностью радиального перемещения подпружиненные к центру штифты 15. Наружные торцы штифтов 15 выполнены наклонными (или коническими) и входят в ответные им гнезда 16 на внутренней поверхности обечайки 13. Внутренние плоские торцы штифтов 15 контактируют с наружной боковой поверхностью стационарной части 3 сопла. В непосредственной близости от среза стационарной части 3 сопла в наружной боковой поверхности выполнена кольцевая проточка 17. Внутри центрального тела 10 может быть размещен воспламенитель 18. Расходные отверстия 8 снабжены заглушками 19.

Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ осуществляется при подаче сигнала на пиропатрон воспламенителя 18. Форс пламени через отверстие в центральном теле 10 смывает поверхность заряда 2. При нарастании давления в камере сгорания происходит вылет заглушек 19, после чего двигатель выходит на режим минимальной тяги. Режим минимальной тяги реализуется благодаря тому, что расходные отверстия 8 выполнены под углом к оси двигателя, и тяга от каждого из отверстий 8 раскладывается на продольную и поперечную составляющую. Величина продольной проекции тяги значительно меньше самой тяги и зависит от угла наклона осей отверстий 8. Величина поперечной составляющей тяги от расходных отверстий 8 не имеет принципиального значения, так как поперечные составляющие тяги от двух диаметрально противоположных расходных отверстий 8 взаимно уравновешиваются. Отметим, что на режиме минимальной тяги критическое сечение двигателя находится в расходных отверстиях 8 благодаря тому, что суммарная проходная площадь расходных отверстий 8 меньше площади критического сечения 4 основного сопла. После выработки на минимальном режиме определенного процента от количества имеющегося топлива система управления выдает команду перехода на режим максимальной тяги в виде сигнала на пирозамок 14. В результате срабатывания пирозамка 14, т.е. после снятия жесткой связи между стаканом 7 и корпусом 1, стакан 7 узла регулирования тяги сдвигается благодаря неуравновешенному воздействию внутрикамерного давления на дно стакана 7. При движении стакана 7 сквозное осевое отверстие 9 узла регулирования тяги открывается, в результате давление в объемах узла регулирования тяги падает. Истечение газа через сквозное осевое отверстие 9 не приводит к существенному увеличению осевой тяги, так как истекающий поток газа имеет преимущественно центростремительное направление. При движении стакана 7 вместе с ним как одно целое по цилиндрической поверхности стационарной части 3 сопла движется телескопически сдвигаемый насадок 6. Совместное движение насадка 6 со стаканом 7 обеспечивается благодаря тому, что наружные торцы штифтов 15 двухпозиционных фиксаторов входят в гнезда 16, связывая тем самым телескопически сдвигаемый насадок 6 с обечайкой 13 узла регулирования тяги. При этом внутренние торцы штифтов 15 свободно скользят по наружной цилиндрической поверхности стационарной части 3. К моменту полного выдвижения телескопически сдвигаемого насадка 6 внутренние торцы штифтов 15 совмещаются с кольцевой проточкой 17. При этом благодаря наклонности наружных торцев штифтов 15 и их подпружиниванию штифты 15 проваливаются в кольцевую проточку 17, фиксируя тем самым телескопически сдвигаемый насадок 6 на стационарной части 3 сопла. Одновременно с этим благодаря выходу штифтов 15 из гнезд 16 происходит отсоединение обечайки 13 узла регулирования тяги от телескопически сдвигаемого насадка 6. Далее происходит движение одного лишь стакана 7, скользящего по наружным граням стопорных качалок 11 (см. фиг. 2). После схода стакана 7 со стопорных качалок 11 исчезает их фиксация в радиальном направлении и, следовательно, исчезает фиксация центрального тела 10 в осевом направлении, т.е. происходит вторичное снятие жесткой связи между двигателем (корпусом 1) и центральным телом 10. Благодаря вскрытию больших проходных площадей (в частности, сквозного осевого отверстия 9) во время между моментами первичного и вторичного снятия жесткой связи давление набегающего потока на центральное тело 10 успевает снизится до уровня, обеспечивающего приемлемое значение возмущающего воздействия от вторичного снятия жесткой связи между двигателем и центральным телом 10. Под воздействием набегающего потока на центральное тело 10 происходит поворот расфиксированных стопорных качалок 11. Наклонные захваты стопорных качалок 11 выходят из гнезд 12 и центральное тело 10 удаляется, освобождая сопло двигателя. Двигатель при этом выходит на режим маршевой тяги, который характеризуется осевым истечением продуктов горения и совпадением критического сечения двигателя с критическим сечением 4.

Технико-экономическая эффективность изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого взят РДТТ, в котором в период работы реализуются два значения площади минимального (т.е. критического) сечения [4], заключается в

снижении возмущающего воздействия на ракету при переходном процессе срабатывания узла регулирования тяги;

повышение надежности конструкции;

уменьшение габаритов двигателя в осевом направлении.