Результат интеллектуальной деятельности: Ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, преимущественно для конструкции твердотопливных двигателей разделения системы аварийного спасения объекта.

При создании системы аварийного спасения объекта основной задачей является увод спасаемого объекта с траектории полета как при старте, так и при работе ракетоносителя в случае нештатной ситуации (см. САС Космических кораблей «Союз», стр. 16. Научное издание «Создание перспективных ракетных двигателей твердого топлива» под редакцией М.Д. Граменицкого, М.: изд. МАИ. 2004). Как правило, для этих целей используются многосопельные двигатели (от двух и более сопел) расположенные на боковой поверхности силовой оболочки двигателя (см. а.с. № 315628 от 12.12.1988 г., ФГУП "ФЦДТ "Союз"). Для увода с траектории полета сопла двигателей, расположенные в плоскости увода, имеют разные площади критических сечений (см. «Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. Основы проектирования, конструирования и опыт отработки». Авт. И.М. Гладков и др., стр. 102, рис. 33, М.: ЦНИИ информации, 1990 г.). Недостаток такого решения заключается в том, что давление перед соплами, обусловленное газодинамическими потерями, неравномерно и как следствие нет стабильности величины тяги сопел.

Кроме того, для такого класса двигателей время работы составляет τ_дв=1…2 сек., поэтому в основном используется набор канальных шашек всестороннего горения. При их горении толщина свода уменьшается, что снижает прочность шашек, и они разрушаются от действий перепада давления как по длине шашки, так и между наружной и внутренней поверхностями. Этому способствует и растущие по времени перегрузки при работе двигателя. Как следствие, это приводит к нестабильности величины тяги в соплах и потере импульса тяги (энергетики). Одно из решений повышения энергетической эффективности двигателя приведено в патенте RU № 2133371 от 20.07.1999 г.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива, представленная в патенте RU № 2468237 от 31.05.2011 г. (прототип), в котором сопла расположены на цилиндрической части корпуса в одной плоскости, перпендикулярной оси двигателя. Внутри корпуса с зазором закреплена перфорированная оболочка, соединенная соответственно с передним и задним днищем. В оболочке напротив сопел выполнены отверстия. Внутри оболочки расположен заряд, а со стороны торцов защитные перфорированные экраны с опорами для заряда. Между экраном и днищем корпуса образуется застойная зона, что значительно уменьшает тепловое воздействие на днище корпуса.

К недостаткам такой конструкции можно отнести то, что цилиндрическая оболочка при работе двигателя передает деформацию от ее нагрева на днище корпуса. Это может вызвать нерасчетное отклонение оси сопел (вектора тяги). Кроме того, нерегламентированная величина зазора между корпусом и оболочкой, следовательно, и объем этой полости не обеспечивает выравнивание поля скоростей газа от продуктов сгорания заряда, и следовательно давления перед соплами, что приводит к дополнительным разбросам величин тяг в них.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение стабильности тяговых характеристик сопел двигателя, что обеспечит уменьшение траекторных разбросов и следовательно зоны падения спасаемого объекта.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива содержащим силовую цилиндрическую оболочку с доньями, на цилиндрической части которой выполнены сопловые блоки, при этом внутри силовой оболочки расположена соединенная с доньями камера сгорания, в которой расположен твердотопливный заряд в виде цилиндрических канальных шашек всестороннего горения и воспламенитель, а также пиропатрон, установленный в гнезде донной части силовой оболочки со стороны воспламенителя, сопловые блоки через соосные с ним газоходы установлены своими продольными осями под острым углом к продольной оси цилиндрической части силовой оболочки и пересекаются в одной ее точке в направлении увода, а центры выходных сечений сопловых блоков лежат в плоскости перпендикулярной продольной оси силовой оболочки и расположены на одной окружности с центром на продольной оси, причем два центра выходных сечений сопловых блоков, расположенные диаметрально противоположно друг другу, лежат в плоскости увода объекта, а другие центры сопел располагаются попарно симметрично плоскости увода под углами α и β по окружности так, что расстояние от центров с углом а до плоскости увода меньше аналогичного расстояния от центров с углом β

При этом газовые тракты сопловых блоков соединены с кольцевым ресивером, образованным внутренней поверхностью цилиндрической части силовой оболочки и внешней поверхностью камеры сгорания, причем объем ресивера (W_pec) от объема, занимаемого камерой сгорания (W_K.C.) составляет W_pес=(0,8…1,0)1W_К.С., а сама камера сгорания жестко закреплена соосно цилиндрической части силовой оболочки с одним из ее доньев и с возможностью взаимного осевого перемещения с противоположной донной частью. В предлагаемом двигателе угол наклона продольной оси сопловых блоков к продольной оси силовой оболочки выполнен одинаковым для всех блоков и находится в пределах от 25 до 40 градусов, а камера сгорания выполнена из двух соосных стаканов и кольца в средней части между ними, которые по внутренней поверхности охватывают многошашечный заряд и жестко связаны между собой профилированными стойками, контактирующими с боковыми поверхностями расположенных около них шашек заряда, при этом с внешней стороны днища стаканов выполнены соосно продольной оси камеры сгорания втулки, соединенные по внешней боковой поверхности с днищем стакана ребрами, между которыми в стенках днища и втулки выполнены сквозные отверстия, причем в одной из втулок, обращенной к гнезду пиропатрона закреплен воспламенитель, а противоположная втулка контактирует с центрирующими выступами на днище силовой оболочки, при этом высота боковой стенки стакана, контактирующая с шашками заряда составляет 1,2…3,0 толщины боковой стенки шашки заряда.

Кроме того, внутри каждого газохода соплового блока со стороны ресивера с опорой на цилиндрическую часть силовой оболочки установлен с зазором к внутренней поверхности газохода полый в виде конического сепаратора с дном в сторону выходного сечения сопла, а сепаратор по боковой стенке и дну перфорирован сквозными отверстиями, причем на конической части сепаратора со стороны дна, отстоящего от критического сечения сопла на расстоянии не менее диаметра критического сечения сопла, выполнены три выступа, центрирующие продольную ось сепаратора соосно продольной оси газохода, при этом суммарная площадь перфорированных отверстий (ΣS_отв.) составляет от 1,3 до 2,5 площади (S_кр.) критического сечения сопла (ΣS_отв.=(1,3…2,5)S_кр.), а диаметр этих отверстий находится в пределах от 1,0 до 3,0 мм.

Предложенное техническое решение конструкции ракетного двигателя твердого топлива поясняется чертежами (фиг. 1, 2, 3).

Фиг. 1 - общий вид двигателя с камерой сгорания и схемой отклонения векторов тяги сопел.

Фиг. 2 - вид на выходные сечения сопел и расположение шашек в камере сгорания.

Фиг. 3 - общий вид сепаратора установленного в сопловом блоке.

Двигатель (Фиг. 1) состоит из силовой оболочки (1) с доньями (2 и 3). В гнезде донной части (2) установлены пиропатроны (4) и датчик (5) регистрирующий давление в двигателе. Внутри силовой оболочки образован кольцевой ресивер (6), внутри которого закреплена камера сгорания с многошашечным зарядом (7), соединенная с дном (2) и с возможностью осевого перемещения совместно с дном (3).

Камера сгорания состоит из двух соосных стаканов (8, 9) и кольца (10) охватывающих заряд (7) и соединенных жесткой связью с помощью профилированных стоек (11), контактирующих (Фиг. 2) с боковой поверхностью шашек заряда.

На внешней стороне днищ стаканов (8, 9) выполнены соосно продольно оси камеры сгорания втулки (12, 13) подкрепленные ребрами (14). Между ребрами (14) в стенках днищ стаканов (8, 9) и втулок (12, 13) выполнены сквозные отверстия (15, 16). Во втулке (13) обращенной к гнезду пиропатронов (4), закреплен воспламенитель (17). Противоположная втулка (12) контактирует с центрирующей втулкой (18) дна (3) с возможностью взаимного перемещения. На внешней боковой стороне цилиндрической части силовой оболочки (1) выполнены сопловые блоки (19), газовые тракты которых через соосные с ними газоходы (20) соединены с ресивером (6). Продольные оси сопловых блоков (19) располагаются под острым углом (γ) к продольной оси цилиндрической части силовой оболочки (1) и пересекаются в одной точке (Фиг. 1) в направлении увода. Центры выходных сечений сопловых блоков (19) лежат в плоскости перпендикулярной продольной оси силовой оболочки (1) и расположены на одной окружности (Д) с центром на продольной оси. Два центра (Фиг. 2) лежат в плоскости увода объекта, а другие центры сопловых блоков (19) располагаются попарно симметрично плоскости увода под углами α и β по окружности Д так, что расстояние - меньше расстояния -

Внутри (Фиг. 3) газоходов (20) со стороны ресивера (6) с опорой на газоходы (20) установлен с зазором в виде конического с дном сепаратор (21), на боковой стенке которого выполнены сквозные отверстия (22). На конической части сепаратора (21) со стороны дна выполнены три выступа (23) центрирующие продольную ось сепаратора (21) соосно продольной оси газохода (20).

Ракетный двигатель твердого топлива функционирует следующим образом. При поступлении команды на запуск двигателя срабатывает пиропатрон (4), форс которого зажигает навеску пороха воспламенителя (17), а его продукты сгорания зажигают заряд (7). Продукты сгорания заряда (7) истекают из камеры сгорания через ресивер (6) в газоходы (20) и далее через сопловые блоки (19), создавая тягу.

При запуске двигателя происходит заполнение газом высокого давления объема двигателя, что приводит к деформации корпуса и как следствие взаимные перемещения камеры сгорания и донной части. Для компенсации влияния деформаций стакан (9) камеры сгорания жестко скреплен с дном (2), а противоположная втулка (12) имеет возможность осевого перемещения относительно центрирующей втулки (18), установленной на дне (3) двигателя.

Конструкция камеры сгорания обеспечивает стабильность положения шашек заряда за счет их размещения между стаканами (8, 9), кольца 10 и профилированных стоек (11), контактирующих с боковой поверхностью шашек заряда (7) при транспортировании и работе двигателя, причем при работе двигателя большая часть газа, образованного при горении заряда проходит через боковую поверхность камеры сгорания практически без сопротивления непосредственно в ресивер двигателя, что снижает газодинамические потери и выравнивает поля скоростей перед сопловыми блоками, и как следствие снижает разбросы величин тяг в них.

Кроме того, расположение заряда внутри объема ресивера исключает контакт шашек со стенкой силовой оболочки двигателя, что уменьшает нагрузки на них и уменьшает вероятность их зажжения как от трения, так и от возможного нагрева от воздействия солнечной радиации и аэродинамического нагрева оболочки.

В многошашечных зарядах (7) в конце работы уменьшается свод (δ) пороховой шашки и от действия перепада давления и перегрузок приводит к разрушению шашек заряда (7). Ресивер (6) и газоходы (20) способствуют увеличению времени пребывания разрушенных частиц топлива в газовом тракте. Этому способствует и установка сепаратора (21) в газоходе (20). Причем его расположение (расстояние L) и проходные сечения (Σ,S_отв.) не влияют на параметры газового потока в сопловом блоке (1g).

Выполнение высоты (Н) боковых стенок стаканов (8, 9) контактирующих с боковой поверхностью шашек заряда (7), от 1,2 до 3 толщины (δ) боковой стенки шашек, обеспечивает стабильное оптимальное положение шашек, которые при горении изменяют свою длину и толщину свода внутри камеры сгорания.

Расположение сопловых блоков (19) с параметрами углов α и β и расстоянием , создает разность моментов сил в плоскости увода относительно центра масс для обеспечения отклонения суммарного вектора тяги F_Σ двигателя на угол (ϑ) необходимый для увода спасаемого объекта по траектории, обеспечивающей падение объекта в заданный район. Угол наклона осей сопел (γ) обеспечивает с одной стороны оптимальные потери тяги, компенсируемые массой топлива, а с другой стороны минимальными потерями при обтекании продуктами сгорания спасаемого объекта. Угол наклона сопловых блоков (γ) определяется из условий с одной стороны, чем меньше угол, тем меньше потери тяги и как следствие меньше масса топлива для обеспечения требуемой осевой тяги, а с другой стороны надо учитывать, что влияние газовых струй на спасаемый объект при минимальной величине угла (γ) увеличивается. Для конкретного спасаемого объекта параметры двигателя оптимизируются. Пересечения осей сопловых блоков с продольной осью двигателя в одной точке и нахождении центров выходных сечений сопловых блоков в одной плоскости, перпендикулярной оси двигателя снижает разбросы геометрических параметров соплового блока и в конечном счете снижает разбросы моментов сил и предельные величины разбросов угла отклонения вектора тяги. Выполнение в двигателе ресивера (6) оптимального объема (W_рес) обеспечивает стабильные параметры газового потока (давление и скорость газа) в сопловом тракте, повышая полноту процесса горения.

Таким образом, предлагаемая конструкция двигателя позволяет повысить эффективность и стабильность тяговых характеристик, что обеспечит уменьшение траекторных разбросов и, следовательно, зоны падения спасаемого объекта.

Рассмотренную конструкцию двигателя предполагается использовать при создании новейшей системы аварийного спасения при запуске космонавтов с помощью современного ракетоносителя.