Ракетный двигатель на сыпучем топливе

Изобретение относится к конструкции ракетных двигателей баллистических ракет и ракет-носителей, работающих на твердом дисперсном сыпучем топливе. Ракетный двигатель на сыпучем топливе, содержащий корпус, сопло, твердое топливо, снабжен топливным бункером расходуемой конструкции, днище которого выполнено в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера, а также содержащий закрепленные на днище камеру сгорания с соплом и шлюзовый механизм питания, при этом блок камеры сгорания, сопла и шлюзового механизма питания соединены с днищем топливного бункера посредством подшипника, установленного соосно с осью тяги сопла, а обечайка бункера выполнена в виде ленточной обмотки, охватывающей массив сыпучего топлива, причем нижний конец ленты указанной обмотки пропущен через уплотнительное устройство в полость камеры сгорания и далее - через сопло, к механизму протяжки и обрезания ленты, установленному на срезе сопла. Изобретение обеспечивает повышение эффективности двигателя и увеличение времени работы. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение посвящено решению проблемы компактизации ракет, предназначенных для вывода полезной нагрузки на орбитальную и суборбитальную траектории.

Увеличение присутствия в космосе, повышение компактности и точности пилотирования и наведения автоматических систем, а также экономические соображения, предполагают обеспечение возможности запуска многочисленных малоразмерных объектов. В то же время имеется тенденция к отказу от использования конструктивно и эксплуатационно сложных ЖРД в пользу твердотопливных ракетных двигателей. Однако уменьшение размеров твердотопливной космической ракеты-носителя ограничено по условию ресурса жаростойкости камеры сгорания и сопла, которые работают без внешнего теплоотвода в режиме эррозии проточной части камеры сгорания (далее КС) и сопла. При этом проявляется масштабный фактор, состоящий в том, что мощность двигателя пропорциональна сечению проточной части сопла, а время работы сопла пропорционально запасу толщины его стенки. Т. е. малоразмерный двигатель, чтобы обеспечить то же время работы по жаростойкости сопла, должен иметь такую же толщину стенок, что и крупноразмерный двигатель. При этом относительная толщина стенок сопла и КС у малоразмерного двигателя возрастает, что существенно снижает конечную скорость ракеты, достигаемую в одной ступени.

Попытка частичного преодоления этого недостатка была предпринята в конструкции многоступенчатого твердотопливного ракетного двигателя по авторскому свидетельству СССР №1519279 (Автор и заявитель А.А. Горшков. Приор. от 5.02.87 г.). При этом обеспечивается непрерывная плавная передача горения из одной ступени в другую и автоматическое плавное безударное отделение отработавшей ступени. Причем особенности конструкции РДТТ позволяют удачно совместить силовые элементы сопла с топливными элементами камеры сгорания и получить гораздо более частое отбрасывание конструктивной массы, приближающееся к идеальной, непрерывно сгорающей, как свеча, конструкции. При этом, заодно, решается проблема ресурса жаростойкости сопла и камеры сгорания из-за многократного сокращения требуемого времени их работы. Возможно также оптимальным образом спрофилировать распределение тяги и мощности ступеней. Обеспечивается возможность гибкой оперативной модульной комплектации ступеней под конкретную задачу, включая и изменение профиля тяги.

Однако практическая реализация такой схемы требует больших затрат и технологически сложна, как и всякого другого твердотопливного двигателя. Кроме того, твердотопливные двигатели имеют ограниченный срок хранения из-за старения топливного заряда и нестабильности его свойств. Ограничены также возможности оперативного управления тягой, например для корректировки орбиты, стыковки или посадки.

В качестве прототипа может быть взят одноступенчатый РДТТ известной конструкции, содержащий корпус, сопло, твердое топливо, (см. RU 2076937, 1997, 8 с, формула изобретения).

Однако, данный РДТТ должен иметь достаточно толстые стенки, чтобы обеспечить достаточно длительное время работы ступени. Увеличение числа ступеней, позволяющее сократить время работы КС и сопла, существенно усложняет и удорожает ракету.

Таким образом, вышеотмеченный масштабный фактор эффективности, ограничивающий возможность снижения стартовой массы ракет космического применения в данном техническом решении сохраняется. Это заставляет, для обеспечения экономической эффективности ракетоносителя, рассчитывать его на большую полезную нагрузку. В частности, для обеспечения массированности наступательной операции, заставляет использовать схему ракеты с разделяющейся головной частью. Это повышает объем ущерба от перехвата ракеты на стартовом и баллистическом этапах полета.

Целью предлагаемого изобретения является устранения вышеуказанного недостатка ракетного двигателя, а именно обеспечение возможности увеличения времени его работы не только в тяжелых баллистических ракетах и ракетоносителях, но и в малоразмерных образцах.

Поясним формулировку задачи на следующем примере. Допустим требуется вывести на орбиту аппарат массой 100 кг. Примем для простоты расчетов скорость истечения из сопла двигателя, использующего современное смесевое топливо, 3000 м/сек. Рассмотрим для простоты процесс ускорения ракеты в невесомости в пустоте до скорости 9000 м/сек.

В соответствии с формулой Циолковского:

Vк/Vист.=ln(M/m), где

Vк - конечная скорость,

Vист. - скорость истечения из сопла,

М - стартовая масса ракеты,

m - конечная масса орбитального блока.

Из приведенной формулы следует, что m равно числу «е» в степени 9000/3000=3, т.е. равно «е» в кубе=20. Т. е. стартовая масса ракеты должна быть в 20 раз больше выводимой на орбиту массы. Следовательно для вывода на орбиту аппарата массой 100 кг потребуется стартовая масса ракеты 2000 кг. Проблема состоит в том, что из этих 100 кг почти все будет составлять масса двигателя. Большую часть ее в указанном прототипе составит расходуемая на эррозию теплозащита КС и сопла. То есть в прототипе вывести на орбиту что либо существенное одноступенчатой ракетой со стартовой массой 2 тонны не удастся. Т. е. действующая по схеме прототипа пороговая масса одноступенчатой ракеты-носителя или баллистической ракеты дальнего действия должна быть на порядок больше. На практике же мы имеем еще более худшую ситуацию, т.к. в массу выводимого на орбиту груза приходится включать и массу топливных баков (у ЖРД) или (того хуже) массу КС большого объема. Поэтому приходится применять две и более ступени, что усложняет ракету, а также делает особенно проблематичным создание малоразмерных многоразовых (челночных) космических транспортных систем. Уменьшение пороговой стартовой массы одноступенчатых баллистических ракет и ракет-носителей и является целью предлагаемого изобретения.

Предлагается ракетный двигатель на сыпучем топливе, содержащий топливный бункер расходуемой конструкции, днище которого выполнено в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера, а также содержащий закрепленные на днище камеру сгорания с соплом и шлюзовый механизм питания. Обечайка бункера выполнена в виде ленточной обмотки, охватывающей массив сыпучего топлива по винтовой спирали. При этом нижний конец ленты указанной обмотки, пропущен через уплотнительное устройство в полость камеры сгорания и далее, через сопло, к механизму протяжки и обрезания ленты, установленном на срезе сопла. Кроме того, блок, состоящий из КС, сопла и шлюзового механизма питания, соединен с днищем бункера посредством подшипника, обеспечивающего возможность вращения указанного блока вокруг оси бункера. Указанная лента располагается в полости КС и сопла вблизи стенок, выполняя функцию теплозащиты. При протягивании указанной ленты через полость КС и сопло обеспечивается непрерывное сматывание отработавшей части обечайки топливного бункера, а материал обечайки используется для непрерывного обновления пристеночного экранирующего теплозащитного покрытия силовых стенок КС и сопла. Таким образом, реализуется вторичное использование отработавших частей конструкции топливного бункера двигателя, которые в вышеописанном прототипе просто отбрасываются. При этом обеспечивается возможность многократного увеличения ресурса работы КС и сопла, т.к. используемая для этого масса обечайки топливного бункера многократно превышает массу теплозащиты сопла в обычном РДТТ. Это позволяет в принципе сделать двигатель многоразовым. Причем, непрерывное отбрасывание отработавшей массы двигателя позволяет существенно увеличить отношение начальной массы ступени ракеты к конечной и достигать космических скоростей уже в одной ступени. А, поскольку расходуемая масса обечайки бункера тем больше, чем больше требуемое время работы двигателя, то, при масштабировании ракеты, отпадает необходимость изменять относительную толщину силовых стенок КС и сопла. Масса КС и сопла изменяются пропорционально изменению стартовой массы ракеты. Т. о. обеспечивается масштабирование конструкции по пропорциональному закону подобия массовых соотношений, как это имеет место при проектировании обычных оболочек, работающих под давлением.

В предлагаемой конструкции дисперсное топливо не является неотделимой частью конструкции и может быть легко заменено и регенерировано. Кроме того, свойства топлива, в частности скорость его горения, мало влияют на работу двигателя, т.к. горение регулируется скоростью его подачи в камеру сгорания. Бункер, в котором располагается дисперсное топливо в ракете может быть негерметичным, что облегчает решение задачи отбрасывания отработавших частей конструкции по мере расходования топлива. В частности предлагается сделать обечайку топливного бункера, состоящую из кольцеобразных частей, а двигательную установку закрепить на днище бункера, которое по мере расходования топлива вдвигается в обечайку, как поршень. При этом, опустившаяся ниже поршня кольцеобразная часть обечайки, освободившаяся от распирающих ее сил топлива, самопроизвольно отделяется (т.е. отбрасывается).

Оптимальной является конструкция, в которой содержится несколько лент, образующих обечайку топливного бункера в виде многозаходной винтовой спирали с взаимным перекрытием соседних витков обмотки.

Чтобы обеспечить одинаковое выгорание указанных лент, в зоне критического сечения сопла они располагаются спиралеобразно - с однородной конфигурацией взаимного перекрытия. При этом каждая из лент имеет часть, затеняемую соседней лентой.

В частном конструктивном варианте выполнения предлагаемого двигателя уплотнительное устройство ввода указанной экранирующей теплозащитной ленты в полость КС имеет погруженную в полость КС часть канала, способную воспринимать тепло из КС, а лента имеет в своем составе легкоплавкий компонент, который, расплавляясь от тепла КС образует жидкостное уплотнение, которое, в отличие от газового уплотнения, имеет меньшую утечку и меньшее трение.

Для отжатия экранирующей ленты к стенками КС, на переходе от КС к соплу предлагается установить распределенные по окружности ролики, которые экранируются перематываемой ими же лентой. В частном варианте выполнения они образуют пары роликов, у каждой из которых выходной (по ходу ленты) ролик и расположенная на нем выходная ветвь ленты сближены со входной ветвью ленты.

Изобретение поясняется нижеследующим описанием примеров выполнения и четырьмя фигурами.

На фиг. 1 схематично изображен в разрезе предлагаемый ракетный двигатель на сыпучем топливе.

На фиг. 2 изображен разрез плоскостью А-А, показанной на фиг. 1.

На фиг. 3 изображен разрез сопла по критическому сечению.

На фиг. 4 проиллюстрирована компоновка предлагаемого двигателя в составе одноступенчатой ракеты, включающая также и систему управления по тангажу и рысканию. Стартовые приспособления и система управления по крену не показаны.

Предлагаемый ракетный двигатель содержит бункер 1 с твердым дисперсным сыпучим топливом 2. Днище 3 бункера выполнено в виде поршня, способного перемещаться по вертикали. В данном варианте выполнения днище 3 способно также наклоняться относительно обечайки 4 бункера по двум углам для отклонения вектора тяги, осуществляемого с помощью тросов 5 системы управления ракеты. Обечайка 4 образована лентами 6, намотанными вокруг массива сыпучего топлива по четырех заходной винтовой спирали. Ленты 6 могут быть выполнены из материала, обладающего достаточной эластичностью, чтобы на только изгибаться, но и деформироваться по седловинообразной поверхности. Одновременно материал лент должен обладать теплозащитными свойствами в условиях КС. Т.е. он должен быть малотеплопроводным, нерасплавляемым и обладать большой работой химического разложения. Таким свойствами обладают эластомеры, составляющие горючую компоненту смесевого топлива РДТТ. Для повышения модуля растяжения они могут армироваться какими-либо волокнами - например углеродными. Причем, ввиду существенного сокращения времени пребывания ленты в КС, для армирования не исключается применение и кварцевых волокон. В качестве плавкого компонента, необходимого для жидкостного уплотнения, может использоваться покрытие ленты низкомолекулярными углеводородами типа парафинов, нефтебитума и т.п. Число лент и соответствующая многозаходность спирали может быть изменена.

В центре днища 3 посредством подшипника 7 установлен блок, состоящий из КС 8, шлюзового механизма питания 9 и сопла 10. Механизм питания в данном варианте выполнения представляет собой зубчатый ротор 11, снабженный приводом 12 вращения и установленный в корпусе 13, имеющем с одной стороны окно 14, служащее для сброса давления и остатков топлива, чтобы не допустить их попадания обратно в бункер 1.

Каждая из четырех лент 6 направляется посредством роликов 15 в щель 16, уплотнительного устройства 17, установленного в соответствующем секторе днища КС. Уплотнительное устройство содержит канал 18, прилегающий к ленте с небольшим зазором, обеспечивающим возможность свободного перемещения ленты. Часть 19 канала располагается во внутреннем объеме КС, чем обеспечивается прогрев ленты. Образующаяся при нагреве плавкого покрытия ленты жидкость уплотнения, удерживается в зазоре канала 18 за счет взаимодействия сил перепада давлений и сил вязкости, создаваемых движением ленты 6.

Лента 6 располагается близко к силовой стенке КС, огибает пару роликов 20 и 21 и далее огибает профиль критического сечении сопла 10, опираясь на стенки сопла и, далее, движется вдоль поверхности закритической части сопла к срезу сопла, где установлен механизм протяжки и обрезания лент. Механизм протяжки содержит зубчатые ролики 22, распределенные по окружности среза сопла, а также содержит зубчатые прижимные ролики 23 соответствующие каждой из протягиваемых лент. Огибая ролик 22, каждая из лент направляется к механизму 24 обрезания ленты, выполненному например, в виде ножниц с периодическим приводом (привод ножниц не показан). Привод механизма протяжки осуществляется элктродвигателем 25, связь которого с остальными роликами 22 осуществляется посредством механической трансмиссии 26.

Ленты 6 экранируют стенки КС, располагаясь однослойно, а при переходе в сопло наезжают друг на друга, образуя в зоне критического сечения двухслойное спиралеобразное покрытие (см. фиг. 3). За счет профилирования сечения ленты получается круглая форма критического сечения сопла. Такая форма сечения лент 6 обеспечивает также выравнивание наружной и внутренней поверхностей обечайки топливного бункера, создавая условия для скольжения уплотнительной манжеты 27 днища 3 бункера 1, и уменьшая аэродинамическое сопротивление ракеты. Впрочем, и простая прямоугольная форма сечения ленты 6 допустима. Это увеличит эрозию ленты в критическом сечении, однако за счет быстрого обновления теплозащитного покрытия это допустимо.

Для предотвращения взаимного проскальзывания витков обмотки бункера, поверхность лент 6 может быть сделана рифленой - вплоть до придания ее свойств липучки. При этом плавкое уплотнительное покрытие должно располагаться только в углублениях поверхностного рельефа ленты.

Отжатие ленты к стенкам КС, в зоне перехода от обечайки КС к соплу, осуществляется с помощью распределенных по окружности КС пар роликов 20 и 21. Ролик 20 имеет бочкообразную форму, а ролик 21 имеет форму, обратную к бочкообразной. Причем выходной (по ходу движения ленты) ролик 21 приближен к входной ветви ленты 6, чем обеспечивается экранирование ролика 20 от излучения КС.

В изображенном на фиг. 1 конструктивном варианте экранирование обечайки КС в нижней части неполное, что допустимо из за пониженной скорости потока в этой зоне. Для получения полного экранирования целесообразно увеличить число экранирующих лент до 6 и более. Однако такую конструкцию сложнее изобразить на схеме.

Общая компоновка ракеты с предлагаемым двигателем включает в себя систему управления тангажем и рысканием, содержащую как минимум три лебедки 28, соединенные с системой управления 29, служащей для согласованного сматывания тросов 5 и поддержания их в напряженном состоянии, что, необходимо также и для обеспечения армирования массива сыпучего топлива и обеспечения изгибной прочности топливного бункера 1 в процессе маневрирования. Лебедки 28 установлены на верхней крышке 30 бункера, к которой также крепятся верхние концы лент 6 и головная часть 31 ракеты с полезной нагрузкой.

Действует предлагаемый ракетный двигатель на сыпучем топливе следующим образом. На маршевом режиме ротор 11 вращается, чем обеспечивается подача сыпучего топлива из бункера 1 в КС против градиента давления. Изменением скорости вращения ротора 11 можно изменять тягу или полностью выключить ее. Повторное включение в полете осуществляется с помощью системы зажигания, например пороховой, химической, факельной или электрической (не показана). Мощность, необходимая для привода ротора 11 шлюзового механизма питания, в отличие от мощности турбонасосных агрегатов ЖРД, значительно меньше, т.к. силы давления газов КС на противоположные зубья ротора 11 взаимно уравновешены, и требуется компенсировать только силы трения. По сути шлюзование, в отличие от нагнетания насосом, производится за счет дополнительного небольшого расхода потока рабочего тела из КС (в отличие от ЖРД, где производится работа нагнетания, осуществляемая за счет турбины с отдельной КС). Ситуация аналогична шлюзованию судов против градиента высоты за счет речного потока воды.

По мере расходования сыпучего топлива днище 3 бункера поднимается под действием силы тяги двигателя, а также дополнительно под действием силы натяжения тросов 5 системы управления, армирующих массив аналогично армированию железобетона предварительно напряженной стальной арматурой. Этим минимизируется возможность изгиба топливного бункера 1 при достаточно большой его длине, необходимой для выполнения всей программы полета в одноступенчатом варианте.

По мере подъема днища 3 бункера вверх витки ленточной обмотки обечайки бункера выступают ниже уплотнительной манжеты 27 и непрерывно подматываются механизмом протяжки 22, который протягивает ленты через КС и сопло вдоль стенок, защищая силовые стенки от восприятия лучистой составляющей теплового потока и от конвективного воздействия. За счет подмотки лент 6 блок двигателя вынужден вращаться на подшипнике 7. Скорость протяжки задается конструктивно и должна быть согласована с теплозащитной функцией лент 6, т.е. с их эрозионной стойкостью и толщиной, которые выбираются такими, чтобы (в идеале) на выходе из сопла от ленты осталась практически одна армирующая основа.

Протяжка может осуществляться в режиме поддержания постоянного среднего натяжения лент 6, чем обеспечивается автоматическое согласование скорости перемотки лент 6 со скоростью опускания днища 3 бункера и, следовательно, согласование с тепловой напряженностью работы КС и сопла. Возможная разность скоростей перемотки лент при этом автоматически компенсируется за счет небольшой эластичности лент 6 на растяжение. Обрезающий механизм 24 периодически обрезает выходящие из механизма протяжки концы лент, падение которых, в отличие от падения кольцеобразных секций обечайки в прототипе, не представляют опасности на земле и на низких орбитах, где они быстро тормозятся за счет трения атмосферы.

Предлагаемый аппарат может быть использован многократно после повторной заправки сыпучим топливом и намотки новой ленты. Процесс намотки ленты совмещается с процессом заправки сыпучего топлива. Нижние концы лент 6 заправляют в двигатель, раскрывая КС по разъему 32. Затем устанавливают ось сопла двигателя вертикально и производят одновременную намотку всех лент, укладывая первые витки по днищу 3, как по оправке. Намотку производят с помощью располагаемых снаружи обечайки бобин с лентами. Намотку продолжают наращивать вверх, фиксируя витки одновременной подсыпкой топлива, которое распирает витки, обеспечивая сохранение круглой формы. Верхние концы лент закрепляют на крышке 30 бункера.

В процессе заправки возможно производить изменение стартовой массы ракеты под разные задачи. Перевозка ракеты и расходуемых компонентов может производится раздельно.

Предлагаемый двигатель может использоваться также и в составе многоступенчатых ракет, например при необходимости достижения второй или третьей космических скоростей.

Предлагаемое изобретение позволит повысить эффективность малоразмерных одноступенчатых ракет, обеспечив возможность экономичного вывода в космическое пространство небольших беспилотных летательных аппаратов, а также позволит создать действительно многоразовые космические летательные аппараты, использующие один двигатель для взлета и приземления.

1. Ракетный двигатель на сыпучем топливе, содержащий корпус, сопло, твердое топливо, отличающийся тем, что он снабжен топливным бункером расходуемой конструкции, днище которого выполнено в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера, а также содержащий закрепленные на днище камеру сгорания с соплом и шлюзовый механизм питания, при этом блок камеры сгорания, сопла и шлюзового механизма питания соединены с днищем топливного бункера посредством подшипника, установленного соосно с осью тяги сопла, а обечайка бункера выполнена в виде ленточной обмотки, охватывающей массив сыпучего топлива, причем нижний конец ленты указанной обмотки пропущен через уплотнительное устройство в полость камеры сгорания и далее - через сопло, к механизму протяжки и обрезания ленты, установленному на срезе сопла.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что указанная ленточная обмотка, образующая обечайку топливного бункера, содержит несколько лент, намотанных по многозаходной винтовой линии с взаимным перекрытием соседних витков.

3. Ракетный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что в зоне критического сечения сопла указанные ленты располагаются спиралеобразно с взаимным перекрытием соседних лент.

4. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что уплотнительное устройство ввода указанной ленты в полость КС имеет погруженный в полость КС канал, способный воспринимать тепло из КС, а лента имеет в своем составе легкоплавкий компонент, который, расплавляясь от тепла КС, образует жидкостное уплотнение зазора.

5. Ракетный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что внутри КС указанные ленты перекинуты через распределенные по окружности ролики, установленные парами так, что выходная ветвь ленты каждой пары сближена с входной ветвью ленты.