RU2305790C1

RU2305790C1 - Ракетный двигатель твердого топлива

Info

Publication number: RU2305790C1
Application number: RU2005140461/06A
Authority: RU
Inventors: Ринат Хамидович Раимов (RU); Ринат Хамидович Раимов; Виталий Иванович Колесников (RU); Виталий Иванович Колесников; Василий Тихонович Никитин (RU); Василий Тихонович Никитин; ков Алексей Васильевич Козь (RU); Алексей Васильевич Козьяков; Владимир Федорович Молчанов (RU); Владимир Федорович Молчанов; Наиль Назипович Магсумов (RU); Наиль Назипович Магсумов; Станислав Николаевич Саушин (RU); Станислав Николаевич Саушин; Алексей Анатольевич Кислицын (RU); Алексей Анатольевич Кислицын; Николай Михайлович Вронский (RU); Николай Михайлович Вронский
Original assignee: Федеральное казенное предприятие "Пермский пороховой завод"; Открытое Акционерное Общество "Казанское опытное конструкторское бюро "Союз"
Priority date: 2005-12-23
Filing date: 2005-12-23
Publication date: 2007-09-10

Abstract

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с размещенными в ней канальным зарядом, горящим по наружной поверхности и каналу, и воспламенителем, установленным у переднего днища двигателя. В канал заряда прочно вклеена коническая втулка из несгораемого материала, соединенная с передним днищем двигателя. Площадь переднего торца заряда по топливу выполнена с учетом соотношения, защищаемого настоящим изобретением. Угол конусности вклеенной в канал заряда втулки выполнен в пределах 5°...10°. Воспламенитель отделен от заряда жестким, скрепленным с передним днищем двигателя экраном, в виде экрана-колпака, снабженного периферийной отбортовкой в сторону переднего торца заряда. Фиксация заряда в двигателе выполнена со смещением переднего торца заряда в глубь экрана-колпака к переднему днищу, с обеспечением зазоров между экраном-колпаком, камерой сгорания и зарядом. Изобретение позволяет разгрузить шашку твердого топлива от отрывных напряжений на вклеенной втулке и обеспечить гарантированное зажжение заряда твердого топлива большого удлинения с исключением воздействия газодинамической волны давления от продуктов сгорания воспламенителя на передний торец шашки твердого топлива. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Патентуемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении РДТТ.

Известны конструкции РДТТ по патентам: RU 2211352, RU 2221159, RU 2213242, RU 2247254. Среди известных конструкций широкое распространение получили РДТТ с вкладными зарядами твердого топлива (ТРТ) всестороннего горения, как правило, канальными. Такие РДТТ наряду с простотой конструкции обладают высокой тяго-вооруженностью, что позволяет широко использовать их как в тактических и авиационных ракетах, так и в качестве ускорителей летательных аппаратов (ЛА) и др. системах.

Однако недостатками РДТТ указанного типа при практической реализации являются высокие тепловые нагрузки, воздействующие на камеру сгорания (КС) двигателя со стороны газообразных продуктов сгорания (ПС) твердого топлива, движущихся в зазоре между зарядом ТРТ и стенкой КС, а также высокие механические нагрузки на задний (сопловой) торец заряда, обусловленные осевой перегрузкой ракеты и продольным перепадом давления газов между передним и сопловым торцами заряда в КС РДТТ. Кроме того, в известных конструкциях недостаточно предусмотрены конструктивные мероприятия по снижению воздействия волны давления ПС воспламенителя на передний торец заряда ТРТ.

В конструкции РДТТ по пат. RU 2221159 от 10.01.2004 г. (фиг.1) с вклеенной в канал заряда втулкой удается обеспечить снижение тепловой нагрузки на стенку КС за счет перераспределения потоков газов между зазором ("КС-заряд") и каналом заряда. При этом за счет скрепления втулки с передним днищем двигателя обеспечивается разгрузка заряда от высоких сжимающих напряжений на сопловом (заднем) торце заряда. Однако указанная конструкция РДТТ не предусматривает конструктивных мероприятий по снижению отрывных нагрузок на стыке "заряд - втулка", в т.ч. по ограничению воздействия волны давления ПС воспламенителя на передний торец заряда ТРТ с одновременным обеспечением и его эффективного воспламенения.

В конструкции РДТТ по пат. RU 2247254 (фиг.2) частично предусмотрены конструктивные мероприятия по обеспечению преимущественной подачи ПС воспламенителя на наружную поверхность канального заряда всестороннего горения за счет установки между воспламенителем и головным торцом заряда раскрепленной мембраны из сгораемого материала. Это способствует более надежному воспламенению канального заряда всестороннего горения и снижению максимального пика давления. Однако такая конструкция применима только к малоразмерным РДТТ, воспламенители которых имеют весьма малую мощность (масса навески 1...10 г). Для РДТТ среднего класса, с массой навески воспламенителя 100 г и более указанная конструкция неработоспособна, т.к. мембрана продавливается в канал заряда, а геометрическая форма ее выполнения в виде плоского свободно вложенного в КС диска, с одной стороны, не обеспечивает в достаточной степени истечения ПС воспламенителя из переднего (головного) объема РДТТ преимущественно на наружную поверхность заряда, а с другой стороны, не предохраняет заряд от воздействия волны давления ПС воспламенителя на передний торец заряда, и таким образом не исключается срыв заряда с вклеенной в его канал конической втулки.

Конструкция РДТТ по пат. RU 2221159 от 10. 01.2004 г. принята авторами за прототип.

Технической задачей изобретения является разработка конструкции РДТТ с вкладным канальным зарядом ТРТ, скрепленным с передним днищем двигателя через вклеенную в канал твердотопливной шашки втулку, с повышенной надежностью при эксплуатации в широком температурном диапазоне окружающей среды при воздействии высоких продольных перепадов давления в КС и полетных (n) перегрузок ракеты (ЛА).

Указанная техническая задача решается в рамках патентуемого изобретения как путем выбора оптимальных соотношений геометрических размеров заряда и баллистических параметров РДТТ в целом, так и путем разработки конструктивных мероприятий по обеспечению гарантированного зажжения заряда ТРТ с исключением его разрушения (срыва со втулки) в момент срабатывания мощного воспламенителя.

Технический результат изобретения заключается в выполнении ракетного двигателя твердого топлива, содержащего камеру сгорания с размещенным в ней канальным зарядом, горящим по наружной поверхности и каналу, и воспламенителя, установленного у переднего днища двигателя, при этом в канал заряда со стороны переднего торца вклеена коническая втулка из несгораемого материала, присоединенная к переднему днищу двигателя, причем площади переднего (S₁) и соплового (S₂) торцов заряда выполнены с учетом соотношения:

где m - масса заряда;

М - масса ракеты;

F_кр - площадь критического сечения сопла РДТТ;

- газодинамическая функция;

P₁ - давление газов ПС в переднем объеме двигателя;

P₂ - давление газов ПС в предсопловом объеме двигателя.

При этом угол конусности втулки по поверхности, контактирующей с твердотопливной шашкой заряда, составляет 5°...10°, а воспламенитель отделен от заряда жестким экраном, в виде скрепленного с передним днищем двигателя (либо КС) экрана-колпака с плоским или скругленным основанием, снабженным периферийной отбортовкой в сторону переднего торца заряда с обеспечением зазоров между отбортовкой, КС и зарядом ТРТ, а также выполнением при необходимости вблизи центра и/или по периферии экрана-колпака дросселирующих отверстий.

Для смягчения воздействия на заряд нагрузки "S₁P₁", в оконечности заряда, вблизи переднего торца выполняют коническую или цилиндрическую обточку по наружному диаметру. Это позволяет не только уменьшить нагрузку на передний торец заряда от воздействия газодинамической волны давления ПС воспламенителя, но и улучшить подачу ПС воспламенителя на наружную поверхность заряда. При этом отбортовку экрана-колпака преимущественно выполняют эквидистантно конической либо цилиндрической обточке. Для уменьшения воздействия поперечных нагрузок на стыке "шашка ТРТ - втулка" узел крепления втулки к передней крышке РДТТ выполнен в виде шарнирной шаровой опоры.

Патентуемое техническое решение иллюстрируется графическими материалами:

Фиг.1 Конструкция РДТТ прототипа (пат. RU 2221159)

1 - камера сгорания (КС)

2 - шашка ТРТ

3 - втулка

4 - передняя крышка

5 - воспламенитель

6 - узел крепления заряда к передней крышке

Фиг.2 Конструкция РДТТ аналога (пат. RU 2247254)

1 - камера сгорания (КС)

2 - шашка ТРТ

4 - передняя крышка

5 - воспламенитель

7 - мембрана

Фиг.3 Патентуемая конструкция РДТТ

Фиг.4 Вариант патентуемой конструкции РДТТ

1 - камера сгорания (КС)

2 - шашка ТРТ

3 - втулка

4 - передняя крышка

5 - воспламенитель

6 - узел крепления заряда и экрана-колпака к передней крышке

8 - экран-колпак

9 - коническая (цилиндрическая) обточка

10 - дросселирующие отверстия

L - смещение торца заряда относительно периферийной кромки (сечения) экрана-колпака

Фиг.5 Схема продольных нагрузок на шашку ТРТ при полете ракеты (ЛА)

Фиг.6 Диаграммы давления р(τ) в КС:

- p₁(τ), давление в головной (передней) части РДТТ;

- р₂(τ), давление в сопловой части РДТТ;

- Δр, продольный перепад давления в КС.

Сущность изобретения заключается (фиг.3, 4) в максимальной разгрузке шашки ТРТ (2) от отрывных напряжений на вклеенной втулке (3) и обеспечении гарантированного зажжения заряда ТРТ большого удлинения с исключением воздействия газодинамической волны давления от ПС воспламенителя (5) на передний торец шашки ТРТ.

В части разгрузки шашки ТРТ от отрывных напряжений на втулке технический эффект достигается за счет оптимального учета в патентуемой конструкции РДТТ влияния нагрузок, действующих на заряд при его горении и полете ракеты. Для максимальной разгрузки узла скрепления шашки ТРТ с втулкой необходимо соблюдение баланса нагрузок, воздействующих на шашку со стороны переднего и соплового (заднего) торцов заряда при полете ракеты (иг.5):

где S₁ - площадь переднего торца заряда;

S₂ - площадь заднего торца заряда;

p₁ - давление у переднего торца заряда (в головном объеме);

р₂ - давление у заднего торца заряда (в предсопловом объеме);

m - масса заряда;

g - ускорение силы тяжести,

n - осевая полетная перегрузка ракеты

Левая часть соотношения [2] характеризует отрывные нагрузки от втулки шашки ТРТ, обусловленные давлением (p₁) газообразных ПС на передний (S₁) торец и воздействием осевой перегрузки (n) ракеты (ЛА). Правая часть характеризует поджимающую шашку ТРТ к втулке нагрузку. Учитывая, что осевая перегрузка ракеты определяется соотношением

где R - тяга ракетного двигателя;

М - масса ракеты,

а тяга двигателя - соотношением R=С_R·р₂·F_кр,

где F_кр - площадь критического сечения сопла РДТТ;

С_R - коэффициент тяги (применительно к РДТТ тактических и авиационных ракет 1,4...1,7) соотношение [2],

с учетом продольного перепада давления (фиг.6) в КС (Δр=p₁-р₂) при разработке РДТТ рекомендуется использовать в форме [1].

При этом π(λ)=р₂/p₁ является известной газодинамической функцией (Иров Ю.Д. и др., Газодинамические функции, М., Машиностроение, 1965 г.).

Как видно из соотношений [1], [2], эффект разгрузки по отрывным напряжениям шашки ТРТ от втулки может быть достигнут за счет существенного уменьшения площади переднего торца (S₁) заряда по сравнению с площадью заднего торца (S₂), что и позволяет достигнуть технический результат изобретения. Выполняя угол конусности втулки в пределах 5°...10°, удается обеспечить как технологичность и надежность вклейки с допустимым "натягом" (нижний предел - 5°), так и незначительность потерь ТРТ из-за выполнения расточки канала заряда ~0,1...0,5% массы ТРТ (верхний предел - 10°).

В части обеспечения гарантированного зажжения заряда ТРТ всестороннего горения и большого удлинения с исключением прямого воздействия газодинамической волны давления от ПС воспламенителя на передний торец шашки ТРТ эффект достигается путем установки в корпусе РДТТ жесткого недеформируемого экрана - колпака между воспламенителем и передним торцом заряда. При этом экран-колпак выполняют с плоским или скругленным дном и периферийной кольцевой отбортовкой в сторону переднего торца. За счет размещения торцевой части заряда в глубине экрана-колпака (со смещением (L) переднего торца заряда к переднему днищу РДТТ) практически исключается прямое воздействие волны давления от воспламенителя на торец заряда. Для обеспечения закономерного распределения в КС газообразных ПС воспламенителя обеспечивают зазоры "КС - экран-колпак", "экран-колпак - заряд". При этом за счет выполнения конической обточки вблизи переднего торца по наружной поверхности заряда дополнительно снижается нагрузка "S₁P₁".

В части смягчения воздействия поперечных нагрузок на узел скрепления "втулка - шашка ТРТ" втулку скрепляют с передним днищем двигателя с помощью шарнирной шаровой опоры.

Пример практической реализации патентуемой конструкции РДТТ:

1) шашка ТРТ - баллиститное топливо:

- наружный диаметр	- 140 мм
- диаметр канала	- 55 мм
- длина	- 1455 мм
- масса	- 28,5 кг

2) воспламенитель: 120 г дымного пороха (ДРП-2) в корпусе из полиэтиленовой пленки;

3) металлическая втулка, облицованная полимерным составом на основе ацетилцеллюлозы:

- наружный диаметр у переднего торца заряда	- 65 мм
- длина	- 100 мм
- угол конусности по поверхности облицовки	- 8°+30'
- клей	- раствор на основе ацетилцеллюлозы

4) давление в КС РДТТ (максимальные значения в начальный период работы):

- в переднем объеме	- 120 кгс/см²
- в предсопловом объеме	- 100 кгс/см
5) полетная осевая перегрузка	n=10.

Claims

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с размещенными в ней канальным зарядом, горящим по наружной поверхности и каналу, и воспламенителем, установленным у переднего днища двигателя, при этом в канал заряда прочно вклеена коническая втулка из несгораемого материала, соединенная с передним днищем двигателя, отличающийся тем, что площадь переднего торца заряда (S₁) по топливу выполнена с учетом соотношения

,

где S₂ - площадь заднего торца заряда;

m - масса заряда;

М - масса ракеты;

F_кр - площадь критического сечения сопла ракетного двигателя;

π(λ) = p₂/p₁ - газодинамическая функция;

p₁ - давление газов продуктов сгорания топлива у переднего днища двигателя;

р₂ - давление газов продуктов сгорания топлива у заднего днища двигателя, при этом угол конусности вклеенной в канал заряда втулки выполнен в пределах 5...10°, а воспламенитель отделен от заряда жестким, скрепленным с передним днищем двигателя экраном, в виде экрана-колпака, снабженного периферийной отбортовкой в сторону переднего торца заряда, а фиксация заряда в двигателе выполнена со смещением переднего торца заряда в глубь экрана-колпака к переднему днищу, с обеспечением зазоров между экраном-колпаком, камерой сгорания и зарядом.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что на наружной поверхности заряда со стороны переднего торца выполнена коническая обточка, а отбортовка экрана-колпака преимущественно выполнена эквидистантно конической обточке.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что на участке наружной поверхности заряда, примыкающем к переднему торцу заряда, выполнена цилиндрическая обточка, а отбортовка экрана-колпака выполнена преимущественно в виде цилиндра коаксиально наружной поверхности заряда вдоль обточки.

4. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, или 2, или 3, отличающийся тем, что вблизи центра экрана-колпака выполнены дросселирующие отверстия.

5. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, или 2, или 3, отличающийся тем, что днище экрана-колпака равномерно перфорировано отверстиями от центра до периферии.

6. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что вклеенная в заряд втулка скреплена с передним днищем двигателя с помощью шарнирной шаровой опоры.