RU2133864C1 - Ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents

Abstract

Двигатель предназначен для сообщения снаряду поступательного движения и доставки головной части к цели. Двигатель содержит корпус, включающий трубу, вкладкой телескопический заряд твердого топлива всестороннего горения, воспламенительное устройство, электровоспламенитель, предсопловую диафрагму и сопловой блок. Двигатель снабжен фиксатором, установленным у переднего торца заряда и выполненным в виде кольца с планками, закрепленными на кольце консольно. Планки расположены попарно симметрично относительно друг друга и размещены в зазоре между трубой корпуса и наружной шашкой заряда, а длина консоли и толщина горящего свода внутренней шашки составляют величины, защищаемые изобретением. Воспламенительное устройство размещено в углублении ребер со стороны торца заряда. В центральной части шашки выполнены два симметричных относительно продольной оси трубы эллиптических отверстия, большие оси которых расположены в диаметральной плоскости. Суммарная площадь отверстий, ограниченная контуром канала внутренней шашки, составляет величину, защищаемую изобретением. Применение оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных узлов и элементов обеспечивает надежную работу двигателя во всем диапазоне рабочих температур с максимальным значением полного импульса и минимальным значением по его разбросу и уменьшить его пассивную массу. 5 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а также к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), предназначенным для доставки головной части к цели и может найти применение в реактивных системах залпового огня (РСЗО), как вновь разрабатываемых, так и при модернизации известных.

В настоящее время проводятся работы как по созданию новых образцов этого вида оружия, так и по усовершенствованию уже имеющихся систем.

Указанные работы ведутся в основном по запросам заинтересованных страна, желающих иметь улучшенные тактико-технические характеристики РСЗО.

Улучшение характеристик РСЗО достигается в основном за счет установления оптимальных соотношений физических и геометрических параметров и размеров отдельных узлов и элементов двигателя, снаряда и пусковой установки, находящихся в функциональной связи.

Конструкция двигателя может быть с вкладным или прочноскрепленным зарядом.

Двигатели с вкладным зарядом можно разделить на два типа: с зарядом всестороннего горения и с зарядом, горящим по внутренним поверхностям.

Известен ракетный двигатель к снаряду М-210Ф (Боевая машина 9П138. Техническое описание и инструкция по эксплуатации, ч. III, кн. 1, - М.: Военное изд-во, 1986, с. 15-21).

Он содержит корпус, включающий головную и хвостовую трубы, пороховой заряд, выполненный в виде двух последовательно расположенных шашек, горящих по наружной поверхности и каналу, воспламенительное устройство, диафрагмы и сопловой блок с контактной крышкой.

Указанный двигатель имеет ряд недостатков, приводящих к ухудшению его тепло-массовых и энергетических характеристик.

Общими признаками с предлагаемым авторами двигателем является наличие корпуса, заряда твердого топлива, воспламенительного устройства, диафрагм и соплового блока.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому эффекту к заявляемому изобретению является ракетный двигатель (см. Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. -М.: Машиностроение, 1987, с. 4-10).

Он содержит корпус, включающий трубу (обечайку), многошашечный вкладной заряд всестороннего горения, воспламенитель, сопловую решетку (диафрагму), заднее дно, сопловой раструб и заглушку.

Ракетный двигатель, принятый за прототип, работает следующим образом. При подаче электрического тока на пиропатрон, последний срабатывает и зажигает воспламенитель, раскаленные газы и твердые частицы которого, обтекая поверхность заряда, воспламеняют его. Образовавшиеся газы от горения заряда и воспламенителя выбивают заглушку и через сопловой раструб истекают из двигателя, создавая реактивную силу.

Однако такой двигатель имеет ряд недостатков, а именно заднее дно подвержено интенсивному тепловому воздействию, что требует увеличения его толщины; воспламенительное устройство расположено в передней части двигателя и занимает дополнительный объем, который можно было бы заполнить зарядом твердого топлива; толщина горящего свода у всех шашек постоянная, что приводит практически к постоянному давлению в камере сгорания за весь период горения заряда и, следовательно, к увеличению толщины стенки трубы корпуса двигателя, т. к. при нагревании металла свыше 400^oC прочностные характеристики снижаются более чем в 2 раза.

Таким образом, задачей известного технического решения (прототипа) является разработка ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего надежную работу, но без учета оптимальных соотношений его узлов и деталей и, следовательно, невозможности получения оптимальных характеристик двигателя в целом.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие корпуса, включающего трубу (обечайку), вкладного заряда твердого топлива всестороннего горения, воспламенительного устройства ( воспламенителя), содержащего корпус и воспламенительный состав, электровоспламенителя (пиропатрона), предсопловой диафрагмы, соплового блока и заглушек.

В отличие от прототипа предлагаемый авторами ракетный двигатель дополнительно снабжен фиксатором, закрепленным у переднего торца заряда и выполненным в виде кольца и планок, которые закреплены на кольце консольно и попарно симметрично относительно друг друга, при этом планки расположены между трубой и наружной шашкой заряда, а длина консоли составляет 0,4 - 0,5 длины заряда, толщина горящего свода внутренней шашки составляет 0,6 - 0,8 толщины горящего свода наружной, в центральной части предсопловой диафрагмы выполнены два симметричных относительно продольной оси РДТТ эллиптических отверстия, большие оси которых расположены в диаметральной плоскости, а их длины составляют 0,05 - 0,20 расстояния от диафрагмы до соплового блока, при этом суммарная площадь отверстий, ограниченная контуром канала внутренней шашки, составляет 0,2 - 0,4 площади поперечного сечения канала, одно ребро диафрагмы выполнено откидывающимся и воспламенительное устройство размещено в углублении ребер со стороны торца заряда, корпус воспламенительного устройства выполнен из пленочного материала.

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

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

Задачей предлагаемого изобретения является создание двигателя твердого топлива, обеспечивающего за счет введения в него дополнительно узла фиксатора и путем установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных узлов и элементов двигателя, устранение недостатков прототипа и повышение величины энергетических характеристик двигателя, их стабильности (повышение величины полного импульса, уменьшение его разброса от двигателя к двигателю) и тем самым снижение рассеивания снарядов по дальности.

Новое выполнение отдельных узлов, а также оптимальное соотношение размеров и других параметров позволяет за счет введения в двигатель фиксатора с длиной консоли равной 0,4 - 0,5 длины заряда исключить изгиб наружной шашки от нагрузки и тем самым обеспечить стабильность внутрибаллистических характеристик двигателя; выполнение толщины горящего свода внутренней шашки равной 0,6 - 0,8 толщины горящего свода наружной обеспечить равнопрочность трубы корпуса за весь период горения заряда; выполнение в центральной части предсопловой диафрагмы двух симметричных относительно продольной оси РДТТ эллиптических отверстий, большие оси которых расположены в диаметральной плоскости, а их длины составляют 0,05 - 0,20 расстояния от диафрагмы до соплового блока, с суммарной площадью отверстий ограниченной контуром канала внутренней шашки, составляющей 0,2 - 0,4 площади поперечного сечения канала, обеспечивает резкое снижение скорости газового потока, обтекающего заднее дно, значений коэффициентов теплоотдачи у заднего дна, температуры заднего дна, а, следовательно, и массы; выполнение одного ребра предсопловой диафрагмы откидывающимся разместить воспламенительное устройство в углублении ее ребер и освободить в передней части двигателя свободный объем, что позволяет увеличить массу заряда, а, следовательно, полный импульс двигателя; выполнение корпуса воспламенительного устройства из пленочного материала исключить образование окислов на контактных устройствах пусковой установки, не проводящих электрический ток, и, как следствие, несходы снарядов с нее.

Сущность изобретения заключается в том, что двигатель твердого топлива, содержащий корпус, включающий трубу, вкладной телескопический заряд твердого топлива всестороннего горения, выполненный из наружной и внутренней шашек, воспламенительное устройство, состоящее из корпуса и воспламенительного состава, электровоспламенитель, предсопловую диафрагму, сопловой блок, в отличие от прототипа согласно изобретению дополнительно снабжен фиксатором, закрепленным у переднего торца заряда и выполненным в виде кольца с планками, закрепленными на кольце консольно, при этом они расположены попарно симметрично относительно друг друга и размещены в зазоре между трубой корпуса и наружной шашкой заряда, а длина консоли составляет 0,4 - 0,5 длины заряда, толщина горящего свода внутренней шашки составляет 0,6 - 0,8 толщины горящего свода наружной, в предсопловой диафрагме одно ребро выполнено откидывающимся и воспламенительное устройство размещено в углублении ребер со стороны торца заряда, а в центральной части ее выполнены два симметричных относительно продольной оси трубы эллиптических отверстия, большие оси которых расположены в диаметральной плоскости, а их длины составляют 0,05 - 0,20 расстояния от диафрагмы до соплового блока, при этом суммарная площадь отверстий, ограниченная контуром канала внутренней шашки, составляет 0,2 - 0,4 площади поперечного сечения канала, а корпус воспламенительного устройства выполнен из пленочного материала.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид двигателя, на фиг. 2 - сечение по А-А, на фиг. 3 - сечение по Б-Б, на фиг. 4 приведены обобщенные результаты огневых стендовых испытаний РДТТ с различными длинами больших осей отверстий 21, а на фиг. 5 - зависимость максимального давления в РДТТ от газодинамического сопротивления на выходе газового потока из канала внутренней шашки 11.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, заряд твердого топлива 2, воспламенительное устройство 3, электровоспламенитель 4, предсопловую диафрагму 5 и сопловой блок 6.

Корпус 1 включает трубу 23, а пороховой заряд 2 размещен в корпусе 1 и состоит из двух одноканальных шашек, наружной 10 и внутренней 11. Для удержания шашек 10 и 11 от осевого перемещения в корпусе установлены головная 8 и предсопловая 5 диафрагмы, от радиального перемещения наружной шашки 10 используется фиксатор 7, состоящий из кольца 15 и планок 16, а внутренней шашки 11 на наружной поверхности последней выполнены зиги 12. Предсопловая диафрагма 5 предназначена для уменьшения выброса недогоревших частей заряда твердого топлива 2 через отверстия 24 соплового блока 6. Сопловой блок 6 имеет двенадцать сопловых отверстий 24. Заглушки 9 служат герметизатором двигателя. Для исключения изгиба наружной шашки 10 от осевых перегрузок установлен фиксатор 7, закрепленный у переднего торца заряда 2, выполненный в виде кольца 15 с планками 16, закрепленными на кольце 15 консольно, а планки 16 расположены попарно симметрично относительно друг друга и размещены в зазоре между трубой 23 и наружной шашкой 10 заряда 2, а длина консоли составляет 0,4 - 0,5 длина заряда 2.

Для обеспечения равнопрочности трубы 23 корпуса 1 за весь период горения заряда наружная 10 и внутренняя 11 шашки заряда 2 выполнены с разной толщиной горящего свода.

Для резкого снижения скорости газового потока, обтекающего заднее дно 20, и значений коэффициентов теплоотдачи у заднего дна 20 в центральной части предсопловой диафрагмы 5 выполнены два симметричных эллиптических отверстия 21.

Для увеличения массы заряда 2, а следовательно, полного импульса двигателя одно ребро 18 предсопловой диафрагмы 5 выполнено откидывающимся и закреплено винтом 19, что позволяет разместить воспламенительное устройство 3 в углублении ребер 17 диафрагмы 5 и позволяет освободить в передней части двигателя свободный объем.

Для исключения образования окислов на контактных устройствах пусковой установки, не проводящих электрический ток, и, как следствие, несходов снарядов с нее, корпус 13 воспламенительного устройства 3 выполнен из пленочного материала.

Работа двигателя твердого топлива осуществляется следующим образом. При подаче электрического тока на электровоспламенитель 4 он срабатывает и направленным лучом высокотемпературных газов пробивает корпус 13 воспламенительного устройства 3 и воспламеняет воспламенительный состав 14. Газы и твердые раскаленные частицы, образовавшиеся от сгорания воспламенительного состава 14, обтекая поверхность заряда твердого топлива 2, зажигают его. Образовавшиеся газы истекают в сторону соплового блока 6, срывают заглушки 9 и начинается истечение газов через сопловые отверстия 24 соплового блока 6, образуя тягу двигателя.

Использование фиксатора 7, выполненного из кольца 15 и планок 16, расположенных попарно симметрично относительно друг друга и размещенных в зазоре между трубой 23 и наружной шашкой 10 заряда 2 с длиной консоли, равной 0,4 - 0,5 длины заряда 2, позволяет исключить изгиб наружной шашки 10 от нагрузок, возникающих от перепада давления по длине двигателя и перегрузок, возникающих от ускорения, при использовании двигателя в составе снаряда при пуске из пусковой установки и на активном участке траектории. При длине консоли менее 0,4 длины заряда 2 фиксатор 7 не работает, а при длине более 0,5 длины заряда 2 изгиб наружной шашки 10 остается практически неизменным, но происходит увеличение параметра заряжания Победоносцева х, что приводит к значительному увеличению давления в камере двигателя в начальный период работы. Выполнение зигов на внутренней шашке 11 обеспечивает центрирование ее в наружной шашке 10 заряда 2 и исключает ее изгиб.

Выполнение толщины горящего свода внутренней шашки 11, равной 0,6 - 0,8 толщины горящего свода наружной шашки 10, обеспечивает неодновременное сгорание обоих шашек. После сгорания внутренней шашки 11 суммарная поверхность горения заряда 2 уменьшается при постоянном критическом сечении сопел. Давление в камере сгорания двигателя падает, и несмотря на повышение средней температуры стенки трубы 23 корпус 1 двигателя остается равнопрочным за все время горения заряда 2. При выполнении толщины горящего свода шашки 11 меньше 0,6 толщины горящего свода наружной шашки 10 происходит резкое снижение давления в камере сгорания, которое может привести к затуханию заряда 2. При выполнении указанных соотношений более 0,8 происходит незначительное снижение давления за период горения заряда 2, что не обеспечит равнопрочность корпуса двигателя 1 за все время горения заряда 2. Указанные соотношения установлены на основании огневых стендовых испытаний двигателя с замером температуры стенки трубы 23.

При движении газа в сторону соплового блока 6 происходит истечение его через два симметричных относительно продольной оси трубы эллиптических отверстия 21, разделенных перемычкой 22. За счет выполнения длины больших осей отверстий 21 в пределах 0,05 - 0,20 расстояния от диафрагмы 5 до соплового блока 6 обеспечивается резкое снижение скорости газового потока, обтекающего заднее дно 20, а, следовательно, и температуры заднего дна 20. На фиг. 4 приведены обобщенные результаты огневых стендовых испытаний РДТТ с различными длинами больших осей отверстий 21 из которых следует, что с увеличением длины больших осей отверстий свыше 0,2 расстояния от диафрагмы 5 до соплового блока 6 увеличивается температура заднего дна 20, а с уменьшением длины менее 0,05 снижение температуры заднего дна 20 незначительно.

Выбор площади проходных сечений отверстий 21, ограниченная контуром канала внутренней шашки 11 в пределах 0,2 - 0,4 площади поперечного сечения канала, осуществлялся также экспериментальных путем, исходя из условий отсутствия значительного увеличения максимального давления в РДТТ при введении перемычки 22 в конструкцию предсопловой диафрагмы 5 РДТТ. Как следует из результатов экспериментов (фиг. 5) с уменьшением площади проходного сечения менее 0,2 увеличивается максимальное давление в РДТТ P $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{max}}{\text{1}}$ за счет увеличения коэффициента газодинамического сопротивления на выходе газового потока из проходных сечений заряда 2, в то же время максимальное давление P $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{max}}{\text{2}}$ при увеличении площади отверстий 21 свыше 0,4 становится равным максимальному давлению в РДТТ с предсопловой диафрагмой 5 без перемычки 22.

Выполнение одного ребра 18 предсопловой диафрагмы 5 откидывающимся позволяет разместить воспламенительное устройство 3 в углублении ребер 17 предсопловой диафрагмы 5 и освободить в передней части двигателя объем двигателя при сохранении его габаритов и увеличить заряд твердого топлива 2, а, следовательно, больший полный импульс.

Выполнение корпуса 13 воспламенительного устройства 3 из пленочного материала исключает образование окислов на контактных устройствах пусковой установки, не проводящих электрический ток и, как следствие, исключить несходы снарядов с направляющих пусковой установки.

Предлагаемый ракетный двигатель позволяет за счет введения фиксатора, изготовления корпуса воспламенительного устройства из пленочного материала и установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных его узлов и элементов обеспечить надежную работу двигателя во всем диапазоне рабочих температур с максимальным значением полного импульса и минимальным значением по его разбросу и уменьшить его пассивную массу.

На предприятии разработана техническая документация и изготовлены опытные образцы двигателей, которые подвергнуты огневым стендовым испытаниям, а также натурным стрельбам в составе снаряда.

Испытания подтвердили его надежное функционирование и преимущества в части повышения полного импульса и уменьшения его разброса во всем интервале рабочих температур без существенных конструктивных изменений по сравнению с прототипом.

Полный импульс увеличен на 12 - 15%, а его разброс практически сведен к нулю.

В настоящее время на предприятии ведутся работы по заключению контракта на передачу технической документации на лицензионной основе на предлагаемый двигатель в одну из стран.

Claims (1)

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, включающий трубу, вкладной заряд твердого топлива всестороннего горения, воспламенительное устройство, состоящее из корпуса и воспламенительного состава, электровоспламенитель, предсопловую диафрагму и сопловой блок, отличающийся тем, что заряд выполнен телескопическим, состоящим из наружной и внутренней шашек, а двигатель дополнительно снабжен фиксатором, установленным у переднего торца заряда и выполненным в виде кольца с планками, закрепленными на кольце консольно, при этом они расположены попарно симметрично относительно друг друга и размещены в зазоре между трубой корпуса и наружной шашкой заряда, а длина консоли составляет 0,4 - 0,5 длины заряда, толщина горящего свода внутренней шашки составляет 0,6 - 0,8 толщины горящего свода наружной, в предсопловой диафрагме одно ребро выполнено откидывающимся, и воспламенительное устройство размещено в углублении ребер со стороны торца заряда, а в центральной части ее выполнены два симметричных относительно продольной оси трубы эллиптических отверстия, большие оси которых расположены в диаметральной плоскости, а их длины составляют 0,05 - 0,20 расстояния от диафрагмы до соплового блока, при этом суммарная площадь отверстий, ограниченная контуром канала внутренней шашки, составляет 0,2 - 0,4 площади поперечного сечения канала, а корпус воспламенительного устройства выполнен из пленочного материала.

Images