газогенератор ракетно-прямоточного двигателя

Формула изобретения

Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя, содержащий корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива, отличающийся тем, что заряд твердого топлива, имеющий бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда, газовод закреплен, в свою очередь, на передней и задней крышках газогенератора, в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет.

Известна конструкция ракетно-прямоточного двигателя, имеющего газогенератор на твердом топливе, содержащий воздухозаборник, камеру дожигания, сопло (см. патент США №3115008). В данной конструкции используется топливо, обогащенное горючим.

Недостатком известной конструкции является низкое содержание восстановительных элементов, что не дает возможности реализовать преимущества ракетно-прямоточных двигателей по достижению высокой удельной тяги.

Известна конструкция ракетно-прямоточного двигателя, имеющего газогенератор на твердом топливе, содержащий воздухозаборник, камеру дожигания, сопло. В нем используется высокометаллизированное твердое топливо, содержащее до 60% металлического горючего, что теоретически позволяет поднять удельную тягу (см. патент США №6736912).

Недостатком известного устройства является то, что данная конструкция не может использоваться для двигателей с длительным временем работы (до 200 с), так как в этом случае требуется применение заряда торцевого горения из топлива, содержащего много металлического горючего и газовой фазы недостаточно для того, чтобы вынести частицы металла из камеры сгорания газогенератора в камеру дожигания основного двигателя. Длина такого заряда может достигать 3...4 метров. Потери от оседания конденсированной фазы в камере сгорания газогенератора могут достигать 25...40%. Это уменьшает примерно на ту же величину удельную тягу двигателя и дальность полета ракеты. Основной причиной оседания конденсированной фазы является малая скорость газового потока в камере сгорания.

Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является газогенератор для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержащий корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива (см. Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1987, стр.241, рис.13.5а). Данное устройство принято в качестве прототипа.

Признаки прототипа, являющиеся общими с заявляемым изобретением - корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива.

Недостатком известного устройства, принятого за прототип, является то, что при длительном времени работы двигателя возникают большие потери от осаждения активного металла топлива в камере сгорания газогенератора, что уменьшает энергетические возможности двигателя.

Задача изобретения - создание конструкции газогенератора, имеющего высокометаллизированное топливо, газовой фазы которого будет достаточно для выноса частиц металла из камеры сгорания в течение длительного времени работы устройства, что увеличит энергетические характеристики двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что в известном газогенераторе, содержащем корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива, заряд твердого топлива, имеющий бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда, газовод закреплен, в свою очередь, на передней и задней крышке газогенератора, в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

Признаки предлагаемого устройства, отличительные от прототипа - наличие у заряда бронирующего покрытия со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке; крепление заряда по его каналу с газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда; крепление газовода на передней и задней крышке газогенератора; наличие в стенках газовода перфораций, выполненных только в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора; диаметр перфораций составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

Указанные выше отличительные признаки позволяют создать конструкцию газогенератора, имеющего высокометаллизированное топливо, газовой фазы которого будет достаточно для выноса частиц металла из камеры сгорания в течение длительного времени работы устройства, что увеличит энергетические характеристики двигателя.

Благодаря наличию перечисленных признаков при горении топлива продукты его сгорания проходят только через те перфорации, которые расположены вблизи горящего торца заряда. Через остальные перфорации расход газа незначителен или отсутствует вообще вследствие больших гидродинамических сопротивлений в перфорациях и газоводе. Этим достигается достаточная скорость газового потока в области, расположенной у горящей поверхности, и застойная зона, расположенная в остальной части объема камеры сгорания. Площадь перфораций должна быть как можно больше, т.к. в этом случае объем высокоскоростной зоны уменьшается, а скорость газового потока в этой зоне становится больше, что ведет к улучшению процесса выноса металлических частиц. С другой стороны, увеличение площади перфораций снижает прочность газовода, а он является несущим элементом конструкции, поэтому суммарная площадь перфораций не должна превышать 30% внутренней поверхности газовода. Устройство может работать только в том случае, если направление перемещения фронта горения заряда и движения продуктов сгорания в газоводе совпадают, поэтому сопло газогенератора должно быть расположено со стороны забронированного торца заряда. Газовод крепится к днищам газогенератора, продукты сгорания попадают в него только через перфорации, выходят только через сопло. Для того чтобы исключить оседание металлических частиц внутри газовода, скорость газового потока должна быть достаточно велика, поэтому площадь проходного сечения газовода должна быть не более 20% от площади горения заряда. С другой стороны, слишком большие скорости газового потока ведут к увеличению гидравлических потерь в газоводе и, как следствие этого, увеличению объема высокоскоростной зоны в камере сгорания и ухудшению выноса частиц металла. Поэтому площадь проходного сечения газовода не должна быть меньше 5% от площади поверхности горения топлива. При движении продуктов сгорания по газоводу будет происходить прогрев с внутренней стороны защитно-крепящего слоя. С тем, чтобы исключить преждевременное разрушение защитно-крепящего слоя, необходимо, чтобы объем каждой перфорации работал в режиме застойной зоны, что резко уменьшает температуру продуктов сгорания в полости отверстия. Для этого необходимо, чтобы диаметр каждой перфорации составлял не более 20% от толщины стенки газовода. Дальнейшее уменьшение температуры в полости перфораций возможно путем исполнения их под углом до 30° к оси газовода таким образом, чтобы совпадали направления движения газа в газоводе и перфорации. При низких скоростях движения газа в газоводе возможно попадание горящих частиц металла на внутреннюю поверхность защитно-крепящего слоя, что может привести к его прогару. Для исключения этого, перфорации выполняются только в верхней части газовода при угле расположения перфораций не более 180° в плоскости, перпендикулярной оси газовода.

На фиг.1 изображен общий вид газогенератора.

На фиг.2 показан фрагмент А на фиг.1 (вариант конструкции с перпендикулярным расположением перфорации к оси газовода).

На фиг.3 приведен вариант конструкции, в которой перфорации выполнены под углом к оси газовода.

На фиг.4 показан вариант конструкции, в которой перфорации выполнены только в верхней части газовода.

Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус 1 с газоводом 2, одним концом закрепленным с передним днищем 3, а другим - с задним днищем 4, имеющим сопловой блок 5. С газоводом 2 посредством защитно-крепящего слоя 6 прочно скреплен заряд 7 высокометаллизированного топлива, имеющий бронирующее покрытие 8 на всех поверхностях, кроме торца, расположенного у переднего днища 3. В газоводе 2 выполнены перфорации 9.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

При воспламенении заряда 7 продукты сгорания высокометаллизированного твердого топлива проходят в канал газовода 2 через перфорации 9 и в дальнейшем истекают через сопло 5 в камеру дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Вследствие малого свободного объема в камере газогенератора там поддерживается достаточно большая скорость газового потока и оседания частиц металла не происходит. В газоводе 2 также поддерживается достаточно высокая скорость газового потока посредством выбора необходимой площади проходного сечения, и там оседания частиц металла также не происходит. Скорость газового потока в перфорациях 9 и в газоводе 2 дозвуковая. При выгорании заряда 7 поверхность горения отодвигается в сторону сопла 5, и открываются новые перфорации 9, через которые начинает течь газ. Через перфорации 9, расположенные ближе к переднему днищу 3, расход продуктов сгорания уменьшается, а потом вообще становится близок к нулю, т.к. при перетекании газа через дальние перфорации 9 возникают большие гидравлические сопротивления, чем при течении газа через перфорации 9, расположенные у поверхности горения. Далее процесс идет аналогично до выгорания всего заряда 7. Вскрытие перфораций 9 происходит посредством разрушения защитно-крепящего слоя 6 под действием высокой температуры продуктов сгорания (˜2000°С), отходящих от горящей поверхности заряда 7. Кроме этого происходит воздействие перепада давления между свободным объемом газогенератора и каналом газовода 2, где скорость газового потока больше, чем в камере газогенератора. Этому процессу способствует также попадание на поверхность защитно-крепящего слоя 6 горящих частиц металла. Вскрытие перфораций 9 происходит только после прохождения ее горящим фронтом заряда 7. До этого момента в полости перфорации 9 образуется застойная зона, температура газа в которой ˜150...250°С. Резина, из которой выполнен защитно-крепящий слой 6, не разрушается за время работы газогенератора (˜200 с).

Вариант конструкции, представленный на фиг.3, позволяет уменьшить температуру в полости перфорации 9, которая выполнена под углом к оси газовода 2. В данном варианте увеличивается боковая поверхность перфорации 9, что ведет к более интенсивному охлаждению продуктов сгорания, попавших во внутреннюю полость перфорации 9. Это даст возможность повысить надежность конструкции.

Вариант конструкции, представленный на фиг.4, также позволяет повысить надежность конструкции за счет исключения случайного попадания горящих частиц металла под действием силы тяжести на поверхность защитно-крепящего слоя 6 из газовода 2 через перфорации 9.

Предлагаемое устройство позволяет увеличить содержание металлических энергетических добавок в топливе на 10...15% (т.е. поднять содержание металла в топливе до 70%) при практическом исключении потерь от оседания частиц металла в камере газогенератора. Это даст возможность увеличить удельную тягу ракетно-прямоточного двигателя с длительным временем работы на 20...30%.