Устройство воспламенения ракетного двигателя

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании устройств, обеспечивающих воспламенение ракетного топлива и выход двигателя на режим номинальной тяги. В устройстве воспламенения ракетного двигателя, содержащем размещенную за пределами его камеры сгорания 4 пусковую камеру 1 с воспламенительным составом 2 и средствами инициирования 3, сообщенную с камерой сгорания 4 посредством форсажной трубки 5, имеющей насадок 7, пусковая камера 1 закреплена на расположенном в раструбе сопла 9 ракетного двигателя ресивера 10, газосвязанном с камерой сгорания 4 и имеющем расходные отверстия 12. Между ресивером 10 и соплом 9 ракетного двигателя в районе его критического сечения выполнен уплотнительный узел. Геометрия совокупности расходных отверстий 12 в ресивере 10 и насадка 7 форсажной трубки 5 выполнена из условия обеспечения регламентированной газодинамической компенсации выталкивающей ресивер 10 силы при запуске ракетного двигателя реактивными силами истечения продуктов сгорания. Ресивер 10 в раструбе сопла 9 зафиксирован стопорно-фиксирующим устройством. Герметичность уплотнительного узла обеспечивает вязкая смазка 11 или легко плавящееся вещество II, заполняющее зазор между дозвуковой частью сопла 9 ракетного двигателя и ресивером 10, при этом ресивер 10 установлен в критическом сечении сопла 9 по плотной посадке. У среза сопла 9 ракетного двигателя установлена диафрагма 16, а на десивере 10 с возможностью вращения установлен барабан 13 с зафиксированными в раструбе сопла 9 ракетного двигателя тросами 14, перекинутыми через блоки 15, установленные на ресивере 10. Барабан 13 входит в зацепление с упорами 18, выполненными на диафрагме 16, при этом барабан 13 снабжен нагружающе-тормозящим устройством. Изобретение позволяет повысить надежность запуска. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании устройств, обеспечивающих воспламенение ракетного топлива и выход двигателя на режим номинальной тяги.

Известны различные варианты месторасположения воспламенительных устройств ракетного двигателя [Липанов А.М., Алиев А.В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для студентов вузов. М.: Машиностроение, 1995. -400 с.: ил., рис. 7.15, с. 241], наиболее типичным и надежным из которых является установка воспламенительного устройства в канале заряда РДТТ на переднем днище. Однако для большого класса РДТТ, имеющих бесканальный заряд, заряд с глухим каналом и т.д., возникает проблема с выбором места установки воспламенительного устройства. Помимо конструктивно-компоновочного аспекта эта проблема связана с возникновением обратных противотоков от поверхности воспламеняемого заряда, существенно ухудшает эффективность воспламенителя [Фахрутдинов И. Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. -М. : Машиностроение, 1987. -328 с.: ил., рис. 9.7, с. 211], затягивающих время выхода двигателя на режим и увеличивающих потребную массу воспламенителя. Обратные противотоки также не позволяют применять воспламенители картузного топлива. Острота проблемы обратных противотоков при воспламенении заряда с глухим каналом снимается в случае применения кольцевого воспламенителя, размещенного вокруг входной части топлива [Липанов А.М., Алиев А.В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для студентов вузов. М.: Машиностроение, 1995. -400 с.: ил., рис. 7.15 "д", с. 241]. Отметим, что корпус кольцевого воспламенителя имеет большую массу, являющуюся пассивным грузом при работе двигателя. Большие габариты кольцевого воспламенителя затрудняют его компоновку с зарядом выбранной геометрии, приводят к увеличению массы заданного фланца, а также могут затруднять отклонение сопла в каналах тангажа и рыскания. Порой ввиду конструктивно-компоновочных соображений сопловая заглушка реактивного двигателя становится единственно приемлемым местом для установки устройства воспламенения [Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе /Под общ. ред. Л.Н.Лаврова -М.: Машиностроение, 1993. - 215 с., рис. 3.39, с. 164]. Достоинства данной схемы заключается в том, что после запуска двигателя устройство воспламенения вылетает вместе с заглушкой и уже не является пассивным грузом. Однако такой вылет воспламенителя обуславливает проблему затянутого выхода двигателя на режим. Эта проблема кроме обратных противотоков объясняется еще и тем, что при нарастании давления в камере сгорания воспламенитель вылетает раньше, чем успевает сгореть воспламенительный состав, а время вылета сопловой заглушки вместе с воспламенителем на два порядка меньше времени выхода двигателя на режим. Увеличение давления срабатывания сопловой заглушки, как правило, проблему не решает, так как при полном сгорании требуемой для сообщения поверхности заряда необходимого количества тепла массы навески воспламенительного состава в замкнутом объеме камеры сгорания развивается давление, недопустимо превышающее номинальное давление при работе двигателя. Т.е. оптимальным является такой процесс воспламенения, при котором после вылета сопловой заглушки еще некоторое время продолжает работать устройство воспламенения, обеспечивающая направленный подвод форса пламени, сопровождающий процесс воспламенения заряда. Само устройство воспламенения в течение этого времени должно удерживаться от вылета.

Наиболее близкой к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому положительному эффекту является система запуска двигателя со стороны сопла [Ерохин Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДИИ: Учебник для ВУЗов. М.: Машиностроение, 1991. -560 с.: ил., рис. 12.7, с. 318.], представляющая собой воспламенительное устройство, закрепленное на стартовом сооружении и размещенное в раструбе сопла. При запуске ракетного двигателя устройство воспламенения остается неподвижным. А так как сама ракета до момента выхода двигателя на режим также остается неподвижной, то данное устройство воспламенения надежно обеспечивает сопровождение процесса воспламенения заряда.

Недостаток данной системы заключается в том, что надежность запуска обеспечивается только при старте с Земли или с какой-либо тяжелой платформы. В случае автономного запуска двигателя, т.е. при отсутствии тяжелой платформы, рассматриваемая система не способна обеспечить надежный запуск ракетного двигателя. Кроме того, при запуске с тяжелой платформы существует опасность соударения устройства воспламенения с соплом ракетного двигателя.

Целью настоящего изобретения является повышение надежности запуска при снижении массы и габаритов автономно запускаемого двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что известное устройство воспламенения ракетного двигателя, содержащее размещенную за пределами его камеры сгорания пусковую камеру с воспламенительным составом и средствами инициирования, сообщенную с камерой сгорания посредством форсажной трубки, имеющей насадок, пусковая камера закреплена на расположенном в раструбе сопла ракетного двигателя ресивера, газосвязанном с камерой сгорания и имеющем расходные отверстия. Между ресивером и соплом ракетного двигателя в районе его критического сечения выполнен уплотнительный узел. Геометрия совокупности расходных отверстий в ресивере и насадка форсажной трубки выполнена из условия обеспечения регламентированной газодинамической компенсации выталкивающей ресивер силы при запуске ракетного двигателя реактивными силами истечения продуктов сгорания. Ресивер в раструбе сопла зафиксирован стопорно-фиксирующим устройством. Герметичность уплотнительного узла обеспечивает вязкая смазка или легко плавящееся вещество, заполняющее зазор между дозвуковой частью сопла ракетного двигателя и ресивером, при этом ресивер установлен в критическом сечении сопла по плотной посадке. У среза сопла ракетного двигателя установлена диафрагма, а на ресивере с возможностью вращения установлен барабан с зафиксированными в раструбе сопла ракетного двигателя тросами, перекинутыми через блоки, установленные на ресивере. Барабан входит в зацепление с упорами, выполненными на диафрагме, при этом барабан снабжен нагружающе-тормозящим устройством.

Указанная цель достигается за счет того, что при нарастании давления в камере сгорания во время запуска двигателя после вылета сопловой заглушки - диафрагмы продолжающая свою работу пусковая камера удерживается в раструбе сопла. Пусковая камера, закрепленная на ресивере, несмотря на выталкивающую ресивер силу R₁ где - текущее давление в камере сгорания; F_упл - площадь, охватываемая уплотнительным узлом, внутрикамерного давления удерживается в раструбе сопла прижимающей реактивной силы R₂ истечения продуктов сгорания через расходные отверстия где ϕF_прох= F_{кр.расх.отв.}- суммарная проходная площадь горловин расходных отверстий; F_прох - проходная площадь газосвязи ресивера с камерой сгорания, которая меньше площади критического сечения сопла ракетного двигателя на величину площади сечения стенок газосвязи и сечения форсажной трубки; ϕ = 0,95. . .1 - коэффициент, показывающий во сколько раз F_{кр.расх.отв} меньше F_прох (условие ϕ ≅ 1 обеспечивает то, что критическое сечение двигателя при установленном устройстве воспламенения находится в расходных отверстиях); ζ - газодинамическая функция, характеризующая относительный диаметр потока на срезе сверхзвуковой части расходных отверстий;
f(λ) - газодинамическая функция, характеризующая плотность потока импульса [Ю.Д.Иров и др. Газодинамические функции. М.: Машиностроение, 1965],
и прижимающие реактивной силой R₃ от насадка форсажной трубки

где текущее давление в пусковой камере;
F_в-ля - суммарная проходная площадь насадка форсажной трубки;
α - угол между осью двигателя и осью выходных каналов форсажной трубки.

Благодаря условию R₁<R+R₃ или

где F_кр - площадь критического сечения сопла двигателя,
до конца работы пусковой камеры надежно обеспечивается направленный подвод форса пламени, сопровождающего воспламенение заряда с одновременным истечением продуктов сгорания через расходные отверстия, проходная площадь которых на незначительную величину (не более 30%) меньше площади критического сечения сопла. Сразу после полного сгорания воспламенительного состава, когда за счет равенства

исчезает прижимающая реактивная сила R₃ от насадка форсажной трубки, выталкивающая ресивер сила R₁ внутрикамерного давления начинает превалировать над одной лишь прижимающей реактивной силой R₂ от расходных отверстий

То есть ставшее ненужным устройство воспламенения вылетает из сопла. При проектировании и отработке предлагаемого устройства воспламенения имеются большие возможности варьирования конструктивными параметрами для обеспечения выполнения условий (4) и (5), а именно
при варьировании степени расширения расходных отверстий, газодинамические функции ζ и f(λ) меняются в широких пределах (ζ²f(λ) = 1,2...1,8);
соотношение сил в большой степени зависит от законов изменения по времени, а эти законы, как правило, поддаются варьированию;
подбор соотношения проходящих площадей и узла α также влияет на условия (4) и (5).

Направленный вылет устройства обеспечивается тем, что несколько разнесенных друг от друга точек (не менее трех), принадлежащих ресиверу, вытягивают тросы, сматываемые с одного и того же барабана. Ослабление одного из тросов означает увеличение натяжения диаметрально противоположного ему троса, т.е. появление момента сил, возвращающего движущийся ресивер на заданную траекторию движения.

Отметим, что условие (4) не всегда является обязательным для работоспособности предлагаемого устройства воспламенения. В случае его применения в двигателях, заряд которых имеет длинный канал, в процессе запуска двигателя возможно (и даже полезно) перемещение насадка форсажной трубки. Условием работоспособности в этом случае является перемещение устройства воспламенения за заданное время t выхода двигателя по пути, не превышающем заданного значения S:

где m - масса устройства воспламенения.

Поэтому сущность изобретения заключается не просто в газодинамическом уравновешивании выталкивающей силы R₁, а в обеспечении именно ее регламентированной газодинамической компенсации. Т.е. в зависимости от стоящей задачи предлагаемое изобретение способно в течение времени воспламенения обеспечивать либо неподвижность устройства воспламенения (с его последующим выбросом) (S = O), либо перемещение его по пути, не превышающем заданного значения S (с последующим увеличением скорости выброса). Кроме того, условие (6) указывает на диапазон допустимой погрешности проектирования предлагаемого устройства воспламенения по условию (4).

Необходимо отметить, что установка устройства воспламенения сопла, как уже говорилось, частично перекрывает площадь критического сечения сопла, уменьшая ее с F_кр до F_прох. В предельном случае, когда устройство воспламенения выбрасывается уже после полного выхода двигателя на режим, это означает заброс давления в камере сгорания, превышающий в

где ν - показатель в зоне скорости сгорания топлива, раз давление в камере сгорания на номинальном режиме работы двигателя. Во многих случаях это вполне допустимо, так как величина (7) не превышает заложенных в конструкцию коэффициентов безопасности. И все же, более рационально проектировать предлагаемое устройство воспламенения с тем расчетом, чтобы его вылет происходил несколько ранее полного выхода двигателя на режим. Отметим, что наружные размеры насадка 7 форсажной трубки 5 и окончание цилиндрического патрубка ресивера 10 выполнены такими, чтобы при выхождении устройства воспламенения из раструба сопла 9 его критическое сечение перекрывалось бы на величину, не превышающую начального значения F_прох (см. фиг. 3).

Указанное техническое решение известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующими фиг. 1 - 3.

На фиг. 1 изображен продольный разрез сопла реактивного двигателя с установленным в нем устройством воспламенения в исходном положении (верхняя половина) и в момент расфиксации стопорно-фиксирующего устройства (нижняя половина).

На фиг. 2 показано сечение по А-А фиг. 1.

На фиг. 3 устройство воспламенения показано в момент его выброса.

Устройство воспламенения содержит пусковую камеру 1 с воспламенительным составом 2 и средствами инициирования 3 (пиропатроном). Пусковая камера 1 сообщена с камерой сгорания 4 ракетного двигателя посредством форсажной трубки 5. Форсажная трубка 5 имеет размещенный в камере сгорания 4 напротив поверхности заряда 6 насадок 7 с выполненными в нем отверстиями 8, ось которых наклонена в сторону сопла 9 ракетного двигателя под углом α. Пусковая камера 1 закреплена на расположенном в раструбе сопла 9 ракетного двигателя ресивера 10. Ресивер 10 имеет газосвязь с камерой сгорания 4, выполненную в виде цилиндрического патрубка, установленного в критическом сечении сопла 9 по плотной посадке. Между ресивером 10 и соплом 9 ракетного двигателя в районе его критического сечения выполнен уплотнительный узел, препятствующий протекания газа между соплом 9 и реверсом 10 в процессе запуска ракетного двигателя. Герметичность уплотнительного узла обеспечивает гидрозатвор из вязкой смазки или легко плавящегося вещества (например, парафина) 11, заполняющего узор между дозвуковой частью сопла 9 ракетного двигателя и цилиндрическим патрубком ресивера 10. Количество вязкой смазки 11 должно быть больше количества вытекающей смазки 11 через зазор по плотной посадке между критическим сечением сопла 9 и ресивером 10 с расходом, определяемым кроме величины зазора внутрикамерным давлением за время t выхода двигателя на режим. Проходная площадь F_прох газосвязи ресивера 10 с камерой сгорания 4 меньше площади критического сечения сопла 9 F_кр на величину площади сечения цилинднического патрубка ресивера 10 и площади сечения форсажной трубки 5. На ресивере 10 выполнены расходные отверстия 12, суммарная проходная площадь ϕF_прох которых несколько меньше проходной площади F_прох газосвязи, т.е. является наименьшей (а значит, критической) во всем газовом тракте воспламенения. Расходные отверстия 12 имеют расширяющуюся (сверхзвуковую) часть, степень расширения которой определяется условиями (4) и (5) (или условием (6)). Ресивер 10 в раструбе сопла 9 зафиксирован стопорно-фиксирующим устройством. Основной частью стопорно-фиксирующего устройства является установленный на ресивере 10 с возможностью вращения его оси барабан 13. На барабан 13 намотано несколько (не менее трех) тросов 14, концы которых перекинуты через блоки 15 и зафиксированы в раструбе сопла 9. Барабан 13 может быть снабжен нагружающе-тормозящим устройством, например, в виде спиральной пружины (не показано). Впрочем, функцию нагружающе-тормозящего устройства могут выполнять масса (точнее, момент инерции) барабана 13 и сила трения, т.е. нагружающе-тормозящего устройства как специального механизма может и не быть. У среза сопла 9 установлена диафрагма 16, играющая в данном случае роль сопловой заглушки и рассчитанная на малое давление срабатывания. На торце барабана 13 выполнены лопатки-штифты 17, которые входят в зацепление с упорами 18, выполненными на диафрагме 16. Благодаря этому зацеплению барабан 13 зафиксирован от вращения. Это приводит к тому, что все устройство воспламенения зафиксировано в раструбе сопла 9 благодаря тому, что является притянутым к раструбу тросами 14.

Устройство работает следующим образом. При полета в режиме "пассажир", т. е. при работе нижних ступеней ракеты, действие полетных перегрузок благодаря стопорению барабана 13 воспринимается стопорно-фиксирующим устройством. Запуск двигателя осуществляется при поступлении электрического сигнала на средство инициирования (пиропатрон) 3. В результате происходит зажигание воспламенительного состава 2, давление в полости пусковой камеры 1 возрастает. Форс пламени через форсажную трубку 5 и отверстие 8 в насадке 7 начинает омывать поверхность заряда 6. Начинается подъем давления в камере сгорания 4 и соответственно в ресивере 10, а также в полости между ресивером 10 и диафрагмой 16. Под действием нарастающего давления происходит вылет диафрагмы 16 вместе с упорами 18. Таким образом, барабан 13 выходит из зацепления, и все устройство воспламенения оказывается зафиксированным относительно раструба сопла 9 (см. нижнюю половину фиг. 1). К этому времени на устройство воспламенения действуют следующие силы:
выталкивающая, обусловленная нарастающим внутрикамерным давлением и определяемая выражением (1);
прижимающая реактивная сила истечения продуктов сгорания через расходные отверстия 12 и определяемая выражением (2);
прижимающая реактивная сила, обусловленная перепадом давления между пусковой камерой 1 и камерой сгорания 4 и определяемая выражением (3).

Благодаря тому, что при горении воспламенительного состава 2 выполняется условие (4), до конца работы пусковой камеры 1 обеспечивается поджатие устройства воспламенения к раструбу сопла 9. Соответственно реализуется наиболее оптимальный режим воспламенения: направленный подвод форса пламени к поверхности заряда 6, сопровождающий воспламенение заряда 6 с одновременным истечением образующихся продуктов сгорания через расходные отверстия 12. Отметим, что нарастающее давление в камере сгорания 4, действуя на вязкую смазку 11, стремится выдавить ее наружу. При самом грубом выполнении плотной посадки патрубка ресивера 10 в критическом сечении сопла 9 расход вязкой смазки 11 через каждый сантиметр длины этого зазора не превысит 0,01 кг/с, т. е. при времени выхода двигателя на режим 0,3 сек, 3 грамма вязкой смазки, приходящиеся на сантиметр длины зазора, с десятикратным запасом обеспечат газонепроницаемость такого уплотнительного узла. Если газонепроницаемость обеспечена легкоплавящимся веществом, например парафином, то оценочные расчеты показали, что расплавление парафина от нагревающейся стенки газосвязи (цилиндрического продукта ресивера 10) произойдет за время 0,1 - 0,3 сек, т.е. к моменту вылета устройства воспламенения парафин 11 уже не будет препятствовать его вылету. После полного сгорания воспламенительного состава 2 давление в пусковой камере 1 выравнивается относительно камеры сгорания 4. Прижимающая реактивная сила от насадка 7, определяемая выражением (3), исчезает. Ввиду привалирования выталкивающей ресивер 10 силы внутрикамерного давления ставшее уже ненужным устройство воспламенения выбрасывается. Движение выбрасываемого устройства воспламенения регламентируется натяжением троса 14. Подчеркнем, что благодаря тому, что тросы 14 сматываются с одного и того же барабана 13 при его вращении, тросы 14 натягиваются с одинаковым усилием. В самом деле, ослабление одного из тросов 14 означает увеличение натяжения диаметрально противоположного ему троса 14. Т.е. появляется момент сил, стремящийся вернуть движущийся ресивер 10 на заданную траекторию движения. Таким образом реализуется направленный вылет устройства воспламенения (см. фиг. 3).

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбрана система запуска двигателя со стороны сопла [Ерохин Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ: Учебник для ВУЗов. М.: Машиностроение, 1991. -560 с.: ил., рис. 12.7, с. 318] заключается в повышении надежности запуска при снижении массы и габаритов автономно запускающего двигателя.

Формула изобретения

1. Устройство воспламенения ракетного двигателя, содержащее размещенную за пределами его камеры сгорания пусковую камеру с воспламенительным составом и средствами инициирования, сообщенную с камерой сгорания посредством форсажной трубки, имеющей насадок, отличающееся тем, что пусковая камера закреплена на расположенном в раструбе сопла ракетного двигателя ресивере, газосвязанном с камерой сгорания и имеющем расходные отверстия, причем между ресивером и соплом ракетного двигателя в районе его критического сечения выполнен уплотнительный узел, при этом геометрия совокупности расходных отверстий в ресивере и насадка форсажной трубки выполнена из условия обеспечения регламентированной газодинамической компенсации выталкивающей ресивер силы при запуске ракетного двигателя реактивными силами истечения продуктов сгорания, кроме того, ресивер в раструбе сопла зафиксирован стопорно-фиксирующим устройством.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что герметичность уплотнительного узла обеспечивает вязкая смазка или легко плавящееся вещество, заполняющее зазор между дозвуковой частью сопла ракетного двигателя и ресивером, при этом ресивер установлен в критическом сечении сопла по плотной посадке.

3. Устройство по пп.1 и 2, отличающееся тем, что у среза сопла ракетного двигателя установлена диафрагма, а на ресивере с возможностью вращения установлен барабан с зафиксированными в раструбе сопла ракетного двигателя тросами, перекинутыми через блоки, установленные на ресивере, причем барабан входит в зацепление с упорами, выполненными на диафрагме, при этом барабан снабжен нагружающе-тормозящим устройством.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3