Ракетный двигатель твердого топлива

 

Двигатель предназначен для использования в ракетной технике. Двигатель содержит заряд в виде топливной шашки, сверхзвуковое сопло с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом шашки, и направляющей, закрепленной на дне корпуса со стороны, противоположной соплу. Также снабжен подпружиненным относительно корпуса штоком, установленным в трубчатой направляющей, а тонкостенная трубка упруго подвешена на штоке и охватывает его с возможностью фиксации на нем. Шток снабжен демпфером, корпус которого закреплен на направляющей, а тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе, короткое плечо опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой. Демпфер может быть выполнен гидравлическим или газовым. Конструкция осуществляет автоматическую настройку сопла в соответствии с начальной температурой горения твердого топлива, что обеспечивает устойчивую работу стабилизатора тяги с замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорению ракеты, уменьшающего разброс тяги двигателя при разбросе параметров твердого топлива. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано для автоматической стабилизации тяги в условиях различных начальных температур и разброса параметров топлива. Например, для уменьшения рассеяния попаданий по дальности неуправляемых ракет и уменьшения вертикального рассеяния попаданий ручных гранатометов.

Известно регулируемое сопло, содержащее кинематически связанную с приводом, установленную на направляющих центрального тела тарель для изменения проходного сечения, причем для повышения надежности, направляющие тарели выполнены винтовыми, а привод в виде поршня, помещен в цилиндр, выполненный в тарели, и установлен на винтовых направляющих центрального тела, противоположных по закрутке направляющим тарели, а последняя и поршень связаны между собой с возможностью осевого относительного перемещения [Авторское свидетельство СССР N 560077, МКИ F 02 К 1/8, 30.03.77 г., Б.И. N 20, 1977 г. ].

В связи с тем, что поршень и тарель совмещены, габариты и вес регулировочного сопла значительно уменьшены, а виброустойчивость и нечувствительность к ударным нагрузкам обеспечиваются тем, что связь между поршнем и тарелью выполнена в виде винтовых направляющих противоположной закрутки, а массы поршня и тарели выбраны равными.

Однако, это регулируемое сопло является только исполнительным элементом. Для автоматического регулирования тяги необходимо иметь сложную систему управления с датчиками начальной температуры, давления в камере горения и исполнительным приводом золотника, что делает все устройство дорогим и неконкурентоспособным.

Известен твердотопливный двигатель, содержащий топливный заряд, размещенный в корпусе, авторегулирующее реактивное сверхзвуковое сопло, с размещенным в нем подпружиненным центральным телом, закрепленным на пилонах в закритической части сопла [В.Ф. Присняков. Динамика ракетных двигателей твердого топлива. - М.: 1984, - 320 с., см. стр. 19, рис. 1.9,б, УДК 629.015].

Наличие подпружиненного центрального тела, настроенного на расчетное давление в камере горения, удерживает давление в камере горения на заданном расчетном уровне и тем самым уменьшает разброс в полтора - два раза при изменениях начальной температуры горения t_н от минус 50^oC до плюс 50^oC, а также частично компенсирует разбросы химических параметров твердого топлива и механические дефекты твердого топлива. Из сказанного следует, что подпружиненное центральное тело не решает задачи стабилизации тяги твердотопливного двигателя в полной мере. Кроме того, исследования показали, что данная конструкция склонна к неустойчивому (автоколебательному) режиму работы.

Прототипом настоящего изобретения является твердотопливный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенителем и зарядом в виде шашки твердого топлива, сверхзвуковое сопло с центральным телом, закрепленным на тонкостенной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки, и направляющую, закрепленную на дне корпуса со стороны, противоположной соплу [Я. М. Шапиро, Г. Ю. Мазинг, Н. Е. Прудников. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. Военное издательство. М.: 1966, - 324 с., см. стр. 174 - 176, рис. 5.9 - 5.10, УДК 629.015. Прилагается].

Данная конструкция осуществляет автоматическую настройку сопла в соответствии с начальной температурой горения твердого топлива, т.е. независимое разомкнутое регулирование по начальной температуре горения твердого топлива.

Недостатками данной конструкции прототипа являются отсутствие стабилизации тяги при разбросе химических параметров твердого топлива и его механических дефектов в виде трещин и сколов, а также недостаточно точной установке центрального тела в критическом сечении реактивного сопла.

Задачей настоящего изобретения является обеспечение устойчивой работы стабилизатора тяги с замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорению ракеты, уменьшающего разброс тяги двигателя при разбросе химических и механических параметров твердого топлива и недостаточно точной установке центрального тела в критическом сечении сопла.

Поставленная задача достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива с размещенным в нем воспламенителем и зарядом в виде топливной шашки, сверхзвуковым соплом с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом шашки, и направляющей, закрепленной на дне корпуса со стороны, противоположной соплу, снабжен подпружиненным относительно корпуса штоком, установленным в трубчатой направляющей, а тонкостенная трубка упруго подвешена на штоке и охватывает его с возможностью фиксации на нем, причем шток снабжен демпфером, корпус которого закреплен на направляющей, а тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе, короткое плечо опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой.

Демпфер может быть выполнен гидравлическим или газовым.

Гидравлический демпфер содержит две герметичные полости, заполненные жидкостью, разделенные поршнем и соединенные между собой дроссельным каналом.

Дроссельный канал выполнен в поршне.

Газовый демпфер выполнен и в виде двух полостей, разделенных поршнем и соединенных с камерой горения впускными дроссельными отверстиями.

Полости демпфера с проточными полостями соединены с окружающей средой через выпускные дроссельные отверстия.

Проточные полости газового демпфера соединены с осевым каналом в штоке и осевым каналом, проходящим через центральное тело, выпускными дроссельными отверстиями.

Для ускоренного торможения штока при заполнении полостей газового демпфера дроссельные отверстия одной из полостей газового демпфера выполнены большего проходного сечения.

На фиг. 1 приведен схематический продольный разрез двигателя твердого топлива со встроенным стабилизатором тяги.

На фиг. 2 приведены графики зависимости скорости горения твердого топлива U_г от давления в камере горения P_к при различных начальных температурах горения твердого топлива: при плюс 50^oC, при 0^oC и при минус 50^oC.

На фиг. 3 приведена принципиальная схема газового демпфера с непроточными полостями.

На фиг. 4 показана принципиальная схема газового демпфера с проточными полостями, выпускные дроссельные отверстия которого соединены с осевым каналом в направляющем штоке, соединенном через осевой канал центрального тела с окружающей средой.

В корпусе РДТТ 1 расположен цилиндрический заряд твердого топлива 2 с бронировкой по торцам 3. Передний конец топливной шашки бронировкой 3 упирается в опорное кольцо 4, а задний конец шашки бронированным торцом 3 - в рычаги 5, которые наружной стороной закреплены на неподвижном опорном кольце 6, установленном по периферии заднего дна 7, а подвижный конец рычагов шарнирно соединен с центральным телом 8 и обжимной трубкой-фиксатором 9. Тонкостенная обжимная трубка-фиксатор 9 жестко соединена с центральным телом 8 и насажена по скользящей посадке на направляющий шток 10, который жестко соединен с упорным фланцем 11 и поршнем гидравлического демпфера 12. В поршне гидравлического демпфера 13 выполнено дроссельное отверстие 14. Демпфер 13 с направляющим штоком 10 установлены в направляющей трубке 15 с отверстиями перфорации 16. Направляющая трубка 15 жестко прикреплена к переднему дну 17 корпуса 1. Между упорным фланцем 11 и упорной перегородкой 18 в перфорированной направляющей трубке 15 установлена пружина 19. Центральное тело 8 может перемещаться через критическое сечение сверхзвукового сопла 20. Стягивающая пружина 21 стремится переместить центральное тело вверх и удерживает рычаги 5 в напряженном состоянии. В свободном пространстве камеры горения установлен воспламенитель 22.

При изменениях температуры вследствие разности коэффициентов теплового расширения металла корпуса 1 и шашки твердого топлива 2, под воздействием рычагов 5, центральное тело 8 с обжимной трубкой- фиксатором 9 перемещается по направляющему штоку 10 вдоль продольной оси двигателя пропорционально изменению температуры топлива t_н. Чем выше температура топлива, тем больше смещается центральное тело 8 назад (вниз), уменьшая поджатие пружины 19 в рабочем состоянии и увеличивая площадь критического сечения сопла.

При запуске двигателя срабатывает воспламенитель 22, давление в камере горения P_к резко возрастает и обжимает трубку-фиксатор 9 на направляющем штоке 10 и фиксирует положение центрального тела 8, пропорциональное температуре топливной шашки перед пуском t_н. Под действием перепада давления в камере горения и в критическом сечении сопла 20 центральное тело 8, сжимая пружину 19 и преодолевая сопротивление поршня 12 демпфера 13, проходит через критическое сечение сопла 20. Пройдя критическое сечение сопла, центральное тело 8 работает как предохранительный клапан, поддерживая давление в камере горения пропорционально предварительному поджатию пружины 19, т.е. обратно пропорционально начальной температуре горения топлива t_н.

Основным условием стабилизации тяги твердотопливного двигателя является условие сохранения расхода газа через сопло на уровне, близком к постоянному значению G=U_г·S_г·ρ ≈const, где G - расход газа; U_г - скорость горения; S_г - площадь поверхности горения; ρ - плотность твердого топлива.

Из приведенной зависимости следует, что для выполнения указанного условия постоянной должна быть скорость горения топлива U_г=const, так как в этом случае плотность твердого топлива ρ и площадь поверхности горения S_г - величины постоянные.

На фиг. 2 приведены графики зависимости скорости горения твердого топлива от давления в камере горения U_г=f(P_к) при различных начальных температурах горения t_н: при плюс 50^oC, при 0^oC, при минус 50^oC. Выбрав величину скорости горения, обеспечивающую устойчивое горение при максимальном разбросе температур, проведем горизонталь U_г=const (точки 1, 2, 3 фиг. 2) и определим величины давлений в камере горения, которые нужно устанавливать в камере горения при соответствующей начальной температуре горения P(+50^oC), P(0^oC), P(-50^oC). Вследствие того, что выходное сечение сверхзвукового сопла величина постоянная, а давления в камере горения различные, тяга двигателя зависит не только от расхода, но и от степени нерасчетности сопла. Однако эти отклонения могут быть откорректированы небольшой поправкой на давление в камере горения, т.е. за счет отклонения скорости горения от расчетной величины.

Пунктирными линиями, проведенными параллельно линии закона горения топлива при минус 50^oC, показаны возможные отклонения закона горения при t_н, равной минус 50^oC, вследствие разброса параметров топлива. Нагрузочная прямая O-A, пересекаясь с пунктирными линиями возможного отклонения закона горения, показывает, как изменяется скорость горения (диапазон AU1) при максимальном разбросе параметров топлива при разомкнутом управлении по начальной температуре t_н у прототипа (точки 4, 5 фиг.2). Нагрузочная характеристика M-N (P_к≈const) показывает изменение скорости горения твердого топлива ΔU2 для заявляемого ракетного двигателя твердого топлива (точки 6, 7 - фиг.2) при том же разбросе параметров топлива.

Если демпфер выполнен газовым в виде двух непроточных полостей (фиг.3) или с проточными полостями (фиг. 4), сразу после запуска двигателя, когда полости газового демпфера еще не заполнились газом полностью, центральное тело под действием перепада давлений приобретает большую скорость, чем при гидравлическом демпфере, что вызывает большую величину перерегулирования. Для устранения этого недостатка, в полости, где происходит уменьшение объема, дроссельные отверстия выполнены большего сечения, чем в полости, где объем увеличивается. Благодаря увеличенному сечению дроссельных отверстий давление в полости сжатия нарастает быстрее и создает дополнительную силу торможения, что уменьшает перерегулирование, сокращает время переходного процесса и повышает устойчивость установившегося режима работы.

Под действием ускорения, действующего на ракету, центральное тело, подвешенное на сжатой пружине 19, работает как датчик и регулятор ускорения: увеличивает площадь критического проходного сечения сопла при увеличении ускорения и уменьшает его при замедлении ракеты. Кратковременное увеличение тяги при увеличении критического сечения не вызывает резкого смещения центрального тела благодаря наличию демпфера, что предотвращает автоколебательный режим.

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенными в нем воспламенителем и зарядом в виде топливной шашки, сверхзвуковое сопло с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки, и направляющую, закрепленную на дне корпуса со стороны, противоположной соплу, отличающийся тем, что двигатель снабжен подпружиненным относительно корпуса штоком, установленным в трубчатой направляющей, а тонкостенная трубка упруго подвешена на штоке и охватывает его с возможностью фиксации на нем, причем шток снабжен демпфером, корпус которого закреплен на направляющей, а тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе, короткое плечо опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что демпфер выполнен гидравлическим и содержит две герметичные полости, заполненные жидкостью, разделенные поршнем и соединенные между собой дроссельным каналом.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 и 2, отличающийся тем, что дроссельный канал выполнен в поршне.

4. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что демпфер выполнен газовым в виде двух полостей, разделенных поршнем и соединенных с камерой горения впускными дроссельными отверстиями.

5. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 и 4, отличающийся тем, что полости демпфера соединены с окружающей средой через выпускные дроссельные отверстия.

6. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1, 4 и 5, отличающийся тем, что выпускные дроссельные отверстия газового демпфера соединены с его осевым каналом и осевым каналом, проходящим через центральное тело.

7. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 и 4 - 6, отличающийся тем, что дроссельные отверстия одной из полостей газового демпфера выполнены большего проходного сечения, чем в другой, для дополнительного торможения центрального тела при заполнении полостей демпфера газом.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4