стартовый ракетный двигатель на твердом топливе

Формула изобретения

Стартовый ракетный двигатель на твердом топливе, содержащий обечайку и газодинамический тракт двигателя, который включает центральную перфорированную трубку, вокруг которой размещен пучок дисковых элементов твердого топлива, помещенных в перфорированной камере сгорания, воспламенитель и кольцевое сопло внешнего обтекания, отличающийся тем, что камера сгорания имеет цилиндрической корпус, в котором выполнены наклонные тангенциальные щели, при этом площадь их проходных сечений уменьшается по длине камеры сгорания от сечения к сечению, дисковые элементы твердого топлива выполнены одинакового размера и собраны в заряд с помощью наклеиваемых на их торцевые поверхности пороховых опор, имеющих толщину горящего свода, равную половине толщины горящего свода дискового элемента.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области стартовых ракетных двигателей на твердом топливе (СРДТТ), в которых происходит преобразование химической энергии порохового заряда в тепловую энергию газов, а затем в кинетическую энергию истекающей газовой струи, в частности к СРДТТ, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Известен заряд твердого ракетного топлива, содержащий крышку, заполненную клеящим составом, в которой установлены штифты с канальными пороховыми шашками, при этом каждый штифт вклеен в канальную пороховую шашку и выполнен с кольцевым замком под клей на цилиндрической головке с диаметром, равным диаметру канала шашки, и пружинной ножкой с опорой, жестко установленной в крышку с воздушным зазором между канальными пороховыми шашками и клеящим составом (см. патент Российской Федерации RU 2255240 С1 от 27.06.2005 г., МПК F02K 9/32). Существенным недостатком зарядов твердого ракетного топлива, состоящих из цилиндрических элементов с центральным отверстием, является низкая плотность заполнения камеры сгорания. К другим недостаткам такой конструкции пороховых зарядов можно отнести возможность его разрушения из-за перепада давления между каналом шашки и зазорами, образованными внешними поверхностями пороховых шашек, и наличие существенного эрозионного эффекта, который на конечной стадии работы двигателя приводит к прогару пороховых шашек, обусловленному их разносводностью, их разрушению и выносу определенной части пороховых частиц из камеры двигателя. Указанные обстоятельства, обусловленные эксплуатационными требованиями к порохам, т.е. минимально допустимой толщиной горящего свода пороховой шашки, приводят к увеличению габаритных размеров двигателя и определяют минимально возможное время функционирования СРДТТ, а выброс разрушившихся пороховых частиц обусловливает значительные потери удельного импульса силы тяги и разброс времени работы двигателя. Эти же обстоятельства практически исключают использование в конструкциях СРДТТ, кроме пироксилиновых, других порохов (баллиститных, смесевых) вследствие их низкой удельной прочности к разрушающим нагрузкам.

Указанные недостатки в значительной степени устранены в конструкции стартового ракетного двигателя на твердом топливе, содержащем обечайку (транспортно-пусковой контейнер) и газодинамический тракт, включающий заряд, состоящий из пучка дисковых элементов твердого топлива, воспламенитель и кольцевое сопло внешнего обтекания, при этом газодинамический тракт двигателя также включает центральную перфорированную трубку, вокруг которой размещен пучок дисковых элементов твердого топлива, помещенных в перфорированной камере (см. патент GB 1586109 А от 18.03.1981 г., МПК F02K 9/10). Однако и данная конструкция заряда твердого ракетного топлива, устраняя эрозионное горение пороха, имеет также ряд недостатков. Изготовление конусовидного корпуса камеры сгорания подразумевает применение дисковых элементов твердого топлива разных диаметров, что в свою очередь обуславливает разную начальную поверхность горения дисковых элементов. В виду прогара дисковых элементов из-за их разносводности от величины начальной поверхности горения дискового элемента будет зависеть количество образовавшихся разрушившихся частиц топлива, при этом на конечной стадии функционирования СРДТТ важное значение имеет положение частиц в момент их образования. Реализуемое радиально-осевое истечения продуктов сгорания в предложенной конструкции СРДТТ прототипа предполагает необходимость обеспечения требуемого времени пребывания частицы топлива в пределах тракта двигателя, ограниченного по длине сечением конфузора кольцевого сопла. Принимая во внимание конструкцию конусовидного корпуса камеры сгорания и исполнение на ней радиальных отверстий одинаковой площади, а также учитывая инерционные силы, возникающие при функционировании предложенной конструкции СРДТТ, становится очевидным, что разрушившиеся частицы топлива после «продавливания» через радиальные отверстия камеры могут покинуть ее, полностью не сгорев. Определенное количество вынесенных частиц твердого топлива из камеры СРДТТ обусловливает определенные потери полного импульса силы тяги и разброс внутрибаллистических параметров, таких как внутрикамерное давление и полное время работы двигателя, что в свою очередь приведет к разбросу главной баллистической характеристики - полного импульса силы тяги.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение полноты сгорания заряда твердого ракетного топлива и уменьшение разброса времени работы СРДТТ за счет совершенствования внутрикамерного рабочего процесса путем организации тангенциально-радиального истечения продуктов сгорания по газодинамическому тракту двигателя.

Указанная задача достигается тем, что предложены конструктивные изменения известного стартового ракетного двигателя на твердом топливе, содержащего обечайку и газодинамический тракт двигателя, который включает центральную перфорированную трубку, вокруг которой размещен пучок дисковых элементов твердого топлива, помещенных в перфорированной камере сгорания, воспламенитель и кольцевое сопло внешнего обтекания.

Отличительными особенностями является то, что камера сгорания имеет цилиндрической корпус, в котором выполнены наклонные тангенциальные щели, при этом площадь их проходных сечений уменьшается по длине камеры сгорания от сечения к сечению, дисковые элементы твердого топливо выполнены одинакового размера и собраны в заряд с помощью наклеиваемых на их торцевые поверхности пороховых опор, имеющих толщину горящего свода, равную половине толщины горящего свода дискового элемента.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что заявляемая конструкция СРДТТ обеспечивает более полное сгорание заряда дисковых пороховых элементов в пределах газодинамического тракта за счет увеличения времени пребывания горящих частиц твердого топлива, образовавшихся после разрушения заряда, достигаемого путем создания радиально-тангенциальной составляющей потока истекающих продуктов сгорания. Подбор геометрических характеристик предлагаемой конструкция СРДТТ и дисковых элементов твердого топлива позволяет, используя закрученное истечение продуктов сгорания, повысить полноту реализации энергетического потенциала заряда твердого топлива.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 приведена предлагаемая конструкция СРДТТ, а на фиг.2 - схема установки промежуточных опор на дисковом элементе твердого топлива, где

1 - обечайка;

2 - передняя торцевая стенка;

3 - корпус перфорированной камеры сгорания;

4 - задняя торцевая стенка;

5 - наклонные тангенциальные щели;

6 - кольцевое сопло внешнего обтекания;

7 - газодинамический канал;

8 - основная форсажная мембрана;

9 - дисковый элемент твердого топлива;

10 - радиальные расстояния;

11 - центральная перфорированная трубка;

12 - радиальные отверстия;

13 - пороховые опоры;

14 - воспламенительный состав;

15 - электровоспламенитель;

16 - воспламенительная форсажная мембрана.

Предлагаемая конструкция, представленная на фиг.1, представляет собой чертеж СРДТТ, ракетная часть которого изображена в разрезе совместно с обечайкой 1. СРДТТ состоит из перфорированной камеры сгорания, образованной цилиндрическим корпусом перфорированной камеры сгорания 3, а также передней 2 и задней торцевой стенкой 4. Передняя торцевая стенка 2 располагается в обечайке 1 и является ведущим устройством. Корпус перфорированной камеры сгорания 3 имеет множество наклонных тангенциальных щелей 5, при этом площадь их проходных сечений уменьшается по длине корпуса от передней к задней торцевой стенке. Корпус перфорированной камеры сгорания является основным конструктивным элементом, обеспечивающим устойчивость и прочность конструкции в целом. К задней торцевой стенке крепится кольцевое сопло внешнего обтекания 6. Газодинамический канал 7 образован наружными поверхностями корпуса перфорированной камеры сгорания 3, кольцевого сопла внешнего обтекания 6 и внутренними поверхностями передней торцевой стенки 2 и обечайки 1. Во внутреннем объеме перфорированной камеры сгорания размещается пучок дисковых элементов твердого топлива 9 с радиальными расстояниями 10 между ними, обеспечивающими радиальное истечения продуктов сгорания к наклонным тангенциальным щелям 5. Дисковые элементы, выполненные одинаковых размеров, установлены на центральной перфорированной трубке 11 с радиальными расстояниями 10, обеспеченными путем наклейки на их торцевые поверхности пороховых опор 13, имеющих толщину горящего свода, равную половине толщины горящего свода дискового элемента, схема установки которых представлена на фиг.2. Центральная перфорированная трубка 11 служит дополнительной опорой между торцевыми стенками 2 и 4 и также обеспечивает прочность конструкции, кроме того, она является камерой для воспламенительного состава 14, представляющего собой навеску дымного ружейного пороха. Во внутренней полости центральной перфорированной трубки размещен электровоспламенитель 15, предназначенный для передачи огневого импульса воспламенительному составу 14. Перфорированная трубка имеет радиальные отверстия 12, обеспечивающие форсированное перетекание продуктов сгорания воспламенительного состава и зажжение дисковых элементов твердого топлива. Для обеспечения необходимого давления газов от горения воспламенительного состава применена воспламенительная форсажная мембрана 16, с этой же целью для обеспечения устойчивого зажжения дисковых элементов применена основная форсажная мембрана 8. Для изготовления как воспламенительной, так и основной форсажных мембран используется аллюминиевая фольга.

Функционирование предлагаемого СРДТТ происходит следующим образом: при срабатывании электровоспламенителя 15 происходит воспламенение воспламенительного состава 14. При достижении давления форсирования происходит прогар воспламенительной форсажной мембраны 16 и продукты сгорания воспламенителя поступают в перфорированную камеру сгорания через радиальные отверстия 12 по внутренним полостям радиальных расстояний 10, в результате чего происходит зажжение дисковых элементов твердого топлива 9 по их торцевым поверхностям. При достижении давления форсирования в объеме перфорированной камеры сгорания происходит прогар основной форсажной мембраны 8 и продукты сгорания твердого топлива, закручиваясь, истекают через наклонные тангенциальные щели 5 в газодинамический канал 7.

Как показали проведенные авторами экспериментальные исследования, за счет изменения углов наклона тангенциальных щелей, направлений закрутки и соотношения площадей проходных сечений наклонных тангенциальных щелей возможно повышение удельного импульса силы тяги до 15% при равных массах зарядов и уменьшения разброса времени работы СРДТТ в 1,5 раза в сравнении с прототипом, что подтверждает возможность обеспечения высокой эффективности функционирования предлагаемой конструкции СРДТТ.