Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Предлагаемое изобретение относится к военной технике, а именно к ракетным двигателям с зарядами из высокоимпульсных твердых топлив, и может быть использовано в ракетах (реактивных снарядах) с твердотопливными двигателями, продукты сгорания топлива которых содержат большие количества конденсированной (твердой) фазы.

Объект изобретения представляет собой ракетный двигатель с зарядом высокоимпульсного металлизированного твердого топлива, предназначенный для преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию носителя и может быть использован в качестве двигателя - движителя вновь разрабатываемого дальнобойного реактивного снаряда.

Известен РДТТ (пат. США N 3786633, МПК F 02 К 9/06, опубл. 22.01.74), принятый авторами за аналог. В известном устройстве приводится конструктивная схема РДТТ с системой фиксации заряда и резонансным стержнем. РДТТ имеет корпус, воспламенитель, сопло и вкладной заряд, снабженный бронирующим покрытием на наружной поверхности и обоих торцах. Резонансный стержень, размещенный в канале заряда, используется в РДТТ - аналоге для гашения колебаний давления при возникновении нестабильного горения.

Однако резонансные стержни не гасят высокочастотные колебания целого ряда мод и, в то же время, размещение в канале заряда резонансного стержня не позволяет добиться высокой степени заполнения камеры двигателя топливом.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось гашение колебаний давления ряда мод при возникновении нестабильного горения заряда.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие в составе устройства - аналога корпуса, сопла и заряда твердого топлива.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является "Реактивный двигатель твердого топлива" (патент Российской федерации N 2102623, заявка от 19.03.96 N 96105263, МПК F 02 M 43/00, опубл. 20.01.98), принятый авторами за прототип. Он содержит корпус, в котором установлены прочно скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и демпфирующие кольца, разделенные с топливом заряда упругими манжетами, сопловой блок с входным конусом и воспламенительное устройство.

РДТТ, принятый за прототип, функционирует следующим образом.

При работе РДТТ продукты горения твердого топлива заряда движутся по газовому тракту двигателя, при этом в заряде на каждой из диафрагм образуется некоторый перепад давления, оказывающий сильное демпфирующее действие на низкочастотные колебания в РДТТ. Высокочастотные колебания гасятся упругими манжетами.

В то же время, при использовании в заряде указанного двигателя высокоимульсных металлизированных твердых топлив удельный импульс всего двигателя оказывается ниже расчетного, а при взаимодействии продуктов сгорания этих топлив с поверхностью газового тракта сопла, спроектированного по известным зависимостям для конических сопел (см., например, Шишков А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1974, с.75 или Виницкий А. И. Ракетные двигатели на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1973, с.77) - профилем "сопла Ловаля" - происходит интенсивная эрозия входного (дозвукового) конуса и выходного (сверхзвукового) раструба сопла, искажающей их расчетный профиль, отмечаются случаи прогаров входной части сопла и разрушения двигателя - прототипа.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось обеспечение эффективного гашения колебаний при требуемой плотности заряжания.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем твердого топлива являются корпус, сопловой блок с входным конусом и заряд твердого топлива.

В отличие от прототипа в предлагаемом авторами ракетном двигателе входной конус снабжен дополнительным коническим участком, сопряженным с критическим сечением соплового блока, при этом отношения его длины и большего диаметра к диаметру критического сечения соплового блока составляют соответственно 1,5. . .2,1 и 1,3...1,9, при этом отношения угла конусности дополнительного конического участка к углу конусности входного конуса, а также их длин, составляют соответственно 0,2...0,35 и 1,15...1,55.

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 защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение (при эффективном гашении как высокочастотных, так и низкочастотных колебаний давления в двигателе при высоких параметрах плотности заряжания) работоспособности двигателя при использовании высокоимульсных металлизированных твердых топлив и повышение его удельных энергетических характеристик (удельного импульса).

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном двигателе, содержащем корпус, заряд твердого топлива и сопловой блок с входным конусом, входной конус снабжен дополнительным коническим участком, сопряженным с критическим сечением соплового блока, при этом отношения его длины и большего диаметра к диаметру критического сечения соплового блока составляют соответственно 1,5...2,1 и 1,3...1,9, при этом отношения угла конусности дополнительного конического участка к углу конусности входного конуса, а также их длин, составляют соответственно 0,2...0,35 и 1,15...1,55.

Новая совокупность конструктивных элементов, выражающаяся в наличии узла, нового в сравнении с прототипом, взаимное расположение узлов и соотношение их размеров, а также наличие связей между деталями и узлами заявляемого двигателя позволяют, в частности:
- за счет снабжения входного конуса дополнительным коническим участком, сопряженным с критическим сечением соплового блока, - исключить пересечение граничной линии тока частиц конденсированной фазы продуктов горения металлизированных твердых топлив с внутренней поверхностью соплового блока и, тем самым, исключить ее интенсивную эрозию;
- за счет выполнения отношения к диаметру критического сечения соплового блока: длины дополнительного конического участка - не меньше 1,5, а его большего диаметра - не больше 1,9 - обеспечить частицам конденсированной фазы продуктов горения топлива достижение скорости в критическом сечении, при которой частицы не выносятся на поверхность выходного раструба и, следовательно, не происходит ее интенсивная эрозия. Если же указанные соотношения выбирать большим 2,1 и меньшим 1,3 соответственно, то скорость частиц в критическом сечении становится слишком большой (достигает скорости звука в газовой фазе). Из-за большой осевой составляющей скорости частиц конденсированной фазы их разлет в выходном раструбе резко уменьшается. Значительно уменьшается при этом объем, занимаемый трубкой тока частиц конденсированной фазы, что, в свою очередь, приводит к снижению количества энергии, передаваемой от частиц конденсированной фазы к газовой фазе (раскаленные частицы окислов металлов в продуктах горения металлизированных топлив имеют более высокую температуру, чем газовая фаза). Соответственно падает удельный импульс всего двигателя.

Выполнение соотношения углов конусности дополнительного конического участка и входного конуса меньше 0,2, а соотношения их длин - больше 1,55, приводит к появлению во входном конусе соплового блока зон локального торможения в целом ускоряющегося потока, в которых происходит эрозия поверхности газового тракта соплового блока. В случае же, если указанные соотношения выполняются: первое - больше 0,35, а второе - меньше 1,15, эрозия поверхности газового тракта входного конуса значительно уменьшается, однако вследствие значительного увеличения при этом длины соплового блока увеличиваются его масса и потери на трение в нем, что, вместе взятое, в свою очередь, приводит к нерациональному снижению удельного импульса двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе, включающем корпус, заряд твердого топлива и сопловой блок с входным конусом, согласно изобретению, в отличие от прототипа, входной конус снабжен дополнительным коническим участком, сопряженным с критическим сечением соплового блока, при этом отношения его длины и большего диаметра к диаметру критического сечения соплового блока составляют соответственно 1,5...2,1 и 1,3... 1,9, при этом отношения угла конусности дополнительного конического участка к углу конусности входного конуса, а также их длин, составляют соответственно 0,2...0,35 и 1,15...1,55.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид предлагаемого ракетного двигателя твердого топлива, на фиг.2 - линии тока частиц конденсированной фазы в предлагаемом двигателе, на фиг.3 - линии тока частиц конденсированной фазы в двигателе - прототипе.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива состоит из корпуса 1, в котором расположен прочно скрепленный с корпусом заряд высокоимпульсного металлизированного смесевого твердого топлива 2, и соплового блока 3 с входным конусом 4, критическим сечением 5 и выходным раструбом 6. Входной конус 4 соплового блока 3 снабжен дополнительным коническим участком 7, сопряженным с критическим сечением 5 Отношение длины дополнительного конического участка 7 к диаметру критического сечения 5 соплового блока 3 составляет 1,5...2,1, а отношение его большего диаметра к диаметру критического сечения 5 - 1,3... 1,9. Отношение угла конусности участка 7 к углу конусности входного конуса 4, составляет 0,2...0,35, а отношение их длин - 1,15...1,55.

Вышеописанный ракетный двигатель твердого топливо работает следующим образом.

Продукты горения твердого топлива заряда 2 (газовая и конденсированная фазы) поступают во входной конус 4 соплового блока 3 и ускоряются в нем как и в обычном сопле - скорость газовой фазы в его конце становится околозвуковой и значительно превосходит скорость частиц конденсированной фазы. На дополнительном коническом участке 7, сопряженном с критическим сечением 5, перепад радиусов по оси сопла мал, и, следовательно, меньше градиент давления, ускоряющий газовую фазу продуктов горения. Незначительно, поэтому, и ускорение газовой фазы при дозвуковых скоростях, близких к скорости звука. Из-за большой разницы скоростей газовой и конденсированной фаз в начале участка 7 частицы конденсированной фазы под действием аэродинамических сил резко ускоряются. При приближении к критическому сечению 5 ускорение частиц конденсированной фазы уменьшается (уменьшается разность скоростей газовой и конденсированной фаз), однако при выбранной, с учетом средних массовых характеристик конденсированной фазы, протяженности участка 7, частицы конденсированной фазы достигают в критическом сечении 5 скорости, равной 0,6...0,8 скорости потока газовой фазы. При такой величине осевой составляющей скорости конденсированной фазы продуктов горения ее частицы, ускоряясь в выходном раструбе 6 в радиальном направлении так же, как и в прототипе (фиг.3), достигают тех же радиусов на большем осевом расстоянии от критического сечения 5 и, при выбранном соотношении размеров, не выпадают на поверхность выходного раструба 6. Таким образом, граничная линия тока частиц конденсированной фазы продуктов горения металлизированных топлив проходит в окрестностях крайней точки (среза) выходного раструба 6 соплового блока 3 (фиг.2).

Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением позволило обеспечить работоспособность двигателя при использовании высокоимульсных металлизированных твердых топлив и повышение его удельных энергетических характеристик (удельного импульса).

Изобретение может быть использовано при разработке ракетных двигателей на высокоимульсных металлизированных твердых топливах.

Указанный положительный эффект подтвержден огневыми стендовыми испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненного в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана рабочая конструкторская документация на двигатель, проведены его государственные испытания, в том числе, в составе реактивного снаряда системы залпового огня, намечено их серийное производство.