Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива – РДТТ, и предназначено для использования в ракетах различного назначения. Технический результат – повышение эффективности работы РДТТ. Устройство содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму. По периферии диафрагмы равномерно расположены газоводы. Они снабжены мембранами со стороны стартовой камеры сгорания. Имеется также сопло и теплозащитное покрытие. Газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D. В передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, при h=(D-d)/2, где h - высота выходного отверстия газоводов; D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы; d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) и предназначено для использования в ракетах различного назначения.

Известен двухрежимный ракетный двигатель (патент РФ №2084676 МПК F02K 9/30) содержащий камеру сгорания с зарядом стартового режима, камеру сгорания с зарядом маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку и сопловой блок, содержащий трубопровод, соединенный с камерой сгорания маршевого режима.

Задачей данного технического решения являлось создание двухрежимного ракетного двигателя твердого топлива.

Общими признаками с предлагаемым РДТТ является наличие стартовой и маршевой камеры сгорания с размещенными в них зарядами и перегородки между камерами сгорания.

Основными недостатками данной конструкции является наличие трубопровода, что увеличивает пассивную массу конструкции.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является двухрежимный РДТТ по патенту РФ №2390646, БИ №15, опубл. 27.05.2010 г. принятый за прототип. Он содержит цилиндрический корпус, стартовую камеру сгорания с зарядом и соплом, маршевую камеру сгорания с зарядом, разделительное днище (промежуточную диафрагму) с перфорированными заглушками с большим числом отверстий малого диаметра (газоводами) и мембраны, установленные со стороны стартовой камеры сгорания, прилегающие к заглушкам.

Принятый за прототип двухрежимный РДТТ функционирует следующим образом. После зажжения и сгорания заряда стартовой камеры сгорания осуществляется зажжение заряда маршевой камеры сгорания, продукты сгорания маршевой камеры сгорания проходят через перфорации заглушек разделительного днища, воздействуют на мембраны заглушек, вскрывают мембрану, втекают в стартовую камеру сгорания и истекают через сопло стартовой камеры сгорания, создавая тягу. Однако, как показали проведенные исследования, использование данной конструкции РДТТ в современных РДТТ с зарядами из топлив, имеющих высокую температуру сгорания, являются неэффективным. Причина этого заключается в том, что при работе маршевой камеры сгорания, при истечении продуктов сгорания маршевого заряда через перфорации заглушек разделительного днища за разделительным днищем образуется система рециркуляционных зон, в том числе у корпуса стартовой камеры сгорания с интенсивностью теплообмена с корпусом в 4…5 раз превышающим теплообмен при стабилизированном течении. При этом данная конструкция РДТТ не позволяет сформировать поток продуктов сгорания рациональным путем с целью снижения уровня тепловых потоков за разделительным днищем ввиду того, что перфорации (отверстия) выполнены в тонкостенных заглушках, что независимо от ориентации перфораций, как показывают результаты экспериментальных исследований, приводит к движению продуктов сгорания в осевом направлении с образованием рециркуляционных зон с высокой интенсивностью теплообмена, что вызывает необходимость существенного увеличения толщины теплозащитного покрытия за разделительным днищем (в 5-6 раз по сравнению со средней толщиной теплозащитного покрытия стартовой камеры сгорания) и приводит к увеличению пассивной массы РДТТ.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции двухрежимного РДТТ, позволяющей снизить пассивную массу за счет исключения из конструкции РДТТ газовода.

Общими признаками с предлагаемым РДТТ являются наличие в РДТТ прототипе цилиндрического корпуса, стартовой камеры сгорания с соплом, маршевой камеры сгорания и диафрагмы с газоводами и мембранами со стороны стартовой камеры сгорания.

В отличии от прототипа в предлагаемом двухрежимном РДТТ газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D -внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности РДТТ за счет снижения пассивной массы, повышение надежности функционирования.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму по периферии которой равномерно расположены газоводы, снабженные мембранами со стороны стартовой камеры сгорания, сопло и теплозащитное покрытие, особенность заключается в том, что газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними, позволяет, в частности, за счет:

- выполнения газоводов под углом 5…15 градусов к оси двигателя с длиной (0,1…0,2)D обеспечить ввод продуктов сгорания маршевого заряда в область за диафрагмой под углом 5…15 градусов к оси РДТТ, что, как показали проведенные экспериментальные работы на специализированной модельной установке, позволяет снизить уровень теплообмена с корпусом стартовой камеры в 2…2,5 раза по сравнению с вводом продуктов сгорания параллельно оси РДТТ, дает возможность уменьшить толщину теплозащитного покрытия на участке за диафрагмой, а следовательно и пассивную массу РДТТ. При уменьшении указанного угла менее 5 градусов интенсивность теплообмена продуктов сгорания с теплозащитным покрытием корпуса стартовой камеры сгорания существенно возрастает и приближается к величине, соответствующей вводу продуктов сгорания параллельно оси РДТТ. При увеличении указанного угла свыше 15 градусов снижение теплообмена становится незначительным, однако при этом существенно возрастают потери полного давления при резких поворотах газового потока при течении по газоводам, а следовательно, и уровень давления в маршевом РДТТ. При уменьшении длины газоводов менее 0,1 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания у диафрагмы не обеспечивается поворот потока на требуемый угол при движении по газоводам ввиду короткой длины газоводов, а при увеличении длины газоводов свыше 0,2 указанного внутреннего диаметра - нерационально возрастает пассивная масса РДТТ ввиду увеличения длины диафрагмы. Выполнение газоводов в виде сектора кольца позволяет обеспечить максимально возможную достаточно большую площадь проходного сечения газоводов для обеспечения снижения скорости потока в выходных сечениях газоводов, что позволяет снизить значения коэффициентов теплоотдачи, а следовательно и нагрев теплозащитного покрытия.

- выполнения в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщины теплозащитного покрытия, равной 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов обеспечить тепловую защиту корпуса стартовой камеры сгорания при работе маршевого РДТТ в зоне с локальной интенсификацией теплообмена (область конца рециркуляционной зоны) поскольку длина рециркуляционной зоны, как показали выполненные экспериментальные исследования, обусловлена прежде всего высотой выходного отверстия газоводов h и для параметров газового потока, характерных для современных РДТТ, лежит в пределах (5…10)h. Увеличение в передней части стартовой камеры сгорания длины участка с увеличенной толщиной теплозащитного покрытия свыше 10h нерационально в связи с увеличением пассивной массы при незначительном снижении температуры корпуса.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, а следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».

Сущность изобретения заключается в том, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму, по периферии которой равномерно расположены газоводы, снабженные мембранами со стороны стартовой камеры сгорания, сопло и теплозащитное покрытие, согласно изобретению газоводы расположены под углом 5… 15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен предложенный РДТТ с частичным вырезом.

Предложенный двухрежимный РДТТ содержит маршевую камеру сгорания 1, диафрагму 2 по периферии которой равномерно расположены газоводы 3, снабженные мембранами 4 со стороны стартовой камеры сгорания 5 с соплом 6, теплозащитное покрытие в средней части стартовой камеры 7, теплозащитное покрытие передней части стартовой камеры 8. Газоводы 3 расположены под углом 5…15 градусов, их длина составляет 0,1…0,2 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания D у диафрагмы. В передней части стартовой камеры 5 на расстоянии не менее 10h толщина 5 теплозащитного покрытия 8 составляет 1,5…2,5 толщины δ1 теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры 5, а газоводы 3 выполнены в виде сектора кольца.

Предложенный двухрежимный РДТТ функционирует следующим образом. После срабатывания стартовой камеры сгорания 5 начинает работать маршевая камера сгорания 1, при этом продукты сгорания проходят через газоводы 3, прорывают мембраны 4, втекают в стартовую камеру сгорания 5 и истекают через сопло 6. За счет предложенного выполнения диафрагмы 2 с газоводами 3 с поперечным сечением в виде сектора кольца, причем длина газоводов составляет 0,1…0,2 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания 5 у диафрагмы 2, а углы между газоводами 3 и осью двигателя - 5…15 градусов обеспечивается снижение уровня теплообмена с корпусом стартовой камеры 5 в 2…2,5 раза по сравнению с вводом продуктов сгорания параллельно оси двухрежимного РДТТ, что дает возможность уменьшить толщину теплозащитного покрытия 8 на участке за диафрагмой 2, по сравнению с РДТТ - прототипом, а следовательно и пассивную массу РДТТ. За счет предложенного выполнения толщины теплозащитного покрытия 8 корпуса стартовой камеры сгорания 5 на расстоянии не менее 10h, равной 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры 7, обеспечивается тепловая защита корпуса стартовой камеры сгорания 5 при работе маршевого РДТТ в зоне с локальной интенсификацией теплообмена (область конца рециркуляционной зоны) при уменьшенной толщине теплозащитного покрытия 8 на большей части стартовой камеры сгорания по сравнению с РДТТ - прототипом.

Выполнение двухрежимного РДТТ в соответствии с изобретением позволило повысить его эффективность за счет снижения пассивной массы, повысить надежность функционирования.

Изобретение может быть использовано при разработке двухрежимного РДТТ с высокими энергомассовыми характеристиками.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями двух режимных РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены испытания, намечено производство.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму, по периферии которой равномерно расположены газоводы, снабженные мембранами со стороны стартовой камеры сгорания, сопло и теплозащитное покрытие, отличающийся тем, что газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, а газоводы выполнены в виде сектора кольца при h=(D-d)/2, где h - высота выходного отверстия газоводов; D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы; d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР.

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, а также сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для генерирования газов, и может быть использовано для наддува подушек безопасности, авиажелобов для эвакуации пассажиров, спасательных плотов и т.п.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых двигателей на твердом топливе для верхних ступеней, которые характеризуются малым отношением длины к диаметру.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель. .

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива – РДТТ, и предназначено для использования в ракетах различного назначения. Технический результат – повышение эффективности работы РДТТ. Устройство содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму. По периферии диафрагмы равномерно расположены газоводы. Они снабжены мембранами со стороны стартовой камеры сгорания. Имеется также сопло и теплозащитное покрытие. Газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет D. В передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, при h2, где h - высота выходного отверстия газоводов; D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы; d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов. 1 ил.

Наверх