RU2319851C1

RU2319851C1 - Стартовый ракетный двигатель твердого топлива

Info

Publication number: RU2319851C1
Application number: RU2006126412/06A
Authority: RU
Inventors: ков Алексей Васильевич Козь (RU); Алексей Васильевич Козьяков; Владимир Федорович Молчанов (RU); Владимир Федорович Молчанов; Василий Тихонович Никитин (RU); Василий Тихонович Никитин; Михаил Зиновьевич Александров (RU); Михаил Зиновьевич Александров; Наиль Гумерович Ибрагимов (RU); Наиль Гумерович Ибрагимов; ев Леонид Анатольевич Макс (RU); Леонид Анатольевич Максяев
Priority date: 2006-07-20
Filing date: 2006-07-20
Publication date: 2008-03-20

Abstract

Стартовый ракетный двигатель твердого топлива содержит кольцевую камеру сгорания с сопловым блоком, воспламенитель и многошашечный заряд. Заряд выполнен из шашек всестороннего горения в виде утопленных друг в друга канальных цилиндров оси которых расположены на дуге окружности. На периферийных участках профиля шашек, примыкающих к внешнему и/или внутреннему контурам, выполнены продольные выступы - зиги, ширина которых не превышает величины равной двум толщинам горящего свода заряда. Расстояние между осями канальных цилиндров и диаметр дуги окружности, на которой они расположены, определяются соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Профили зигов по поперечному сечению выполнены трапециевидными и/или треугольными. Изобретение позволяет обеспечить устойчивый выход стартового ракетного двигателя на режим и надежность его функционирования, а также увеличить суммарный импульс тяги. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Патентуемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении вкладных зарядов и ракетных двигателей твердого топлива.

При отработке авиационных и тактических ракет с неразделяемыми маршевой и стартовой ступенями используют компоновочную схему двигательной установки (Фиг.1) с тандемным расположением маршевого и стартового двигателя, при этом газовод маршевого двигателя проходит через камеру сгорания (КС) стартового двигателя (СД). В этом случае КС оформляется в виде кольцевой камеры, образованной наружной обечайкой корпуса ракеты и газоводом (Фиг.2). Для СД используют, как правило, канальные круглые шашки твердого ракетного топлива (ТРТ) всестороннего горения, обеспечивающие высокую тяговооруженность ракетного двигателя в период старта ракеты (Фиг.2). Известны также более оптимальные конструкции зарядов ТРТ для СД (Фиг.3, Фиг.4), обеспечивающие повышенную продольную устойчивость шашек и тяговооруженность СД (пат.RU 2272167) за счет развитого восьмерочного

профиля (в виде утопленных друг в друга канальных цилиндров).

Конструкция заряда по пат. RU 2272167 от 20.03.2006 г. принята авторами за прототип.

Технической задачей изобретения является повышение эффективности стартового ракетного двигателя с кольцевой камерой сгорания, обеспечивающего за счет оптимального заполнения КС топливом, повышенние тяговооруженности и надежности в работе стартового ракетного двигателя.

В соответствии с настоящим изобретением стартовый ракетный двигатель (Фиг.5) содержит кольцевую камеру сгорания с сопловым блоком, заряд ТРТ из шашек всестороннего горения и воспламенитель. При этом заряд ТРТ выполнен многошашечным в виде утопленных друг в друга канальных цилиндров, расстояние между осями которых (L) составляет:

2e<L<2e+d,

где е - толщина горящего свода, d - диаметр канала.

Причем оси центров канальных цилиндров расположены на дуге окружности диаметром (D₁+D₂)/2, где D₁ - внутренний диаметр КС по внешнему контуру, D₂ - внутренний диаметр КС по внутреннему контуру, а на периферийных участках профиля шашек заряда, обращенных к внешнему и/или внутреннему контуру КС СД, выполнены продольные выступы-зиги (зиги - продольные выступы на внешней поверхности шашки ТРТ треугольной, прямоугольной, овальной и др. формы в поперечном сечении), ширина которых по поперечному сечению не превышает 2е.

Предпочтительно профили зигов по поперечному сечению выполнить трапециевидными и/или треугольными.

Сущность изобретения заключается в оптимальном заполнении поперечного сечения КС топливом. При укладке шашек

профиля, преимущественно у внешнего контура кольцевой КС, образуются весьма значительные "пустоты". С учетом параметра заряжания æ=S_г/F_св проф. Ю.А.Победоносцева (см. Я.М.Шапиро и др., Теория ракетного двигателя на твердом топливе, М., 1966 г., стр.109), часть площади указанных "пустот" может быть заполнена топливом при допустимых газодинамических параметрах двигателя в целом (æ~100...120). При этом одним из эффективных вариантов заполнения пустот является оснащение шашек заряда продольными выступами-зигами (Фиг.6, Фиг.7).

Введение зигов в конструкцию заряда, с одной стороны, увеличивает суммарный импульс СД, с другой стороны, способствует повышению надежности работы СД за счет увеличения момента инерции поперечного сечения шашек, что обеспечивает их высокую продольную устойчивость (пат. RU 2272167) при высоких эксплуатационных нагрузках (полетные перегрузки, осевой перепад давления в КС). Сравнительные данные по параметру æ, величине суммарного импульса тяги (I_Σ) и площади торцев шашек заряда приведены в сравнении с прототипом в таблице.

Учитывая, что в силу кратковременности работы СД (как правило, для рассматриваемых ракет не более 1с) КС не оснащают теплозащитой, что способствует существенному возрастанию теплопотерь в стенку КС. Наличие "зигов" на шашках заряда позволяет, полностью или частично, компенсировать указанные теплопотери (Фиг.8).

Как видно из данных таблицы, оснащение наружной поверхности шашек зигами по патентуемому техническому решению практически не увеличивает массу дегрессивных остатков топлива, но при этом обеспечивает увеличение I_Σ СД и площади опорного торца шашек на 5,2% по сравнению с прототипом.

Изобретение иллюстрируется чертежами.

Фиг.1. Схема двигательной установки (ДУ):

1 - маршевая ступень (маршевый двигатель);

2 - стартовая ступень (стартовый двигатель);

3 - газовод.

Фиг.2. Поперечное сечение кольцевой КС СД (аналог):

4 - наружная обечайка ДУ;

3 - газовод;

5 - шашки заряда ТРТ.

Фиг.3. Поперечное сечение кольцевой КС СД с профилем шашек заряда ТРТ по патенту RU 2272167 (прототип).

Фиг.4. Профиль шашек заряда (для прототипа):

6 - эквидистантные поверхности;

7 - дегрессивный остаток;

d - диаметр канала.

Фиг.5. Патентуемая конструкция СД:

8 - корпус КС с соплоблоком;

9 - воспламенитель.

Фиг.6. Поперечное сечение патентуемой конструкции СД:

10 - зиги.

Фиг.7. Вариант профиля шашек заряда ТРТ по патентуемому изобретению.

Фиг.8. Зависимости S_г(e):

11 - для прототипа;

12 - для патентуемого изобретения.

Существенными отличительными признаками патентуемого СД от прототипа являются:

1) оснащение наружной поверхности шашек заряда продольными выступами-зигами;

2) выполнение ширины зигов не более толщины горящего свода заряда - 2е;

3) выполнение зигов на поверхности шашек заряда, примыкающих как к внешнему контуру КС, так и к внутреннему контуру КС;

4) выполнение профиля поперечного сечения зигов, примыкающих к внешнему контору КС, трапециевидным, а примыкающих к внутреннему контуру КС - треугольным.

Патентуемый СД (Фиг.5) включает КС (8) с соплоблоком, воспламенитель (9), заряд ТРТ из канальных шашек (5) фигурного профиля.

СД работает следующим образом.

При подаче импульса на воспламенитель (9) последний срабатывает и поджигает шашки (5) заряда ТРТ по наружным поверхностям и каналам. Образующиеся при горении шашек высокотемпературные газы истекают через сопловый блок КС (8), создавая реактивную тягу.

Патентуемый СД экспериментально проверен на уровне опытного образца, включающего:

- кольцевую КС с размерами:

D₁=110 мм;

D₂=50 мм;

длина=150 мм;

- заряд ТРТ - 5 шашек баллиститного ТРТ длиной 140 мм

профиля с зигами;

- воспламенитель - 7 г дымного ружейного пороха в оболочке из полиэтилена.

Шашки заряда ТРТ оснащались зигами трапециевидного профиля на наружных поверхностях шашек, примыкающих к внешнему контуру кольцевой КС, и зигами треугольного профиля - на поверхностях, примыкающих к внутреннему контуру КС.

Положительный эффект изобретения - повышение эффективности СД ракет, в части увеличения суммарного импульса тяги, обеспечения устойчивого выхода СД на рабочий режим, надежности функционирования СД в целом.

Таблица
№ п/п	Вариант профиля сечения шашки заряда	S_сеч, см²	S_г,см²	m_дегр., %	æ	ΔI_Σ, %
1	круглый профиль	60,73	1385,95	-	63,6	-
2	профиль	64,68	1318,30	1,8%	78,71	+6.5%(относительно варианта круглого профиля)
3	профиль с зигами у внешнего контура КС	67,25	1408,84	1,83%	99,8	+4.1%(относительно варианта профиля)
4	профиль с зигами у внешнего и внутреннего контура КС	68,05	1444,26	1,85%	108,9	+5.2%(относительно варианта профиля)
Примечание.
S_г - суммарная поверхность горения заряда,
æ - параметр заряжания профессора Победоносцева,
ΔI_Σ - "прибавка" суммарного импульса тяги СД,
S_сеч. - площадь поперечного сечения шашки заряда,
m_дегр. - масса дигрессивного остатка заряда (в % к массе заряда).

Claims

1. Стартовый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий кольцевую камеру сгорания с сопловым блоком, воспламенитель и многошашечный заряд из шашек всестороннего горения в виде утопленных друг в друга канальных цилиндров, расстояние между осями которых (L) составляет

2e<L<2e+d,

где е - толщина горящего свода, d - диаметр канала шашки, отличающийся тем, что оси центров канальных цилиндров расположены на дуге окружности диаметром (D)

D=(D₁+D₂)/2,

где D₁ - внутренний диаметр кольцевой камеры сгорания по внешнему контуру, D₂ - внутренний диаметр кольцевой камеры сгорания по внутреннему контуру, а на периферийных участках профиля шашек, примыкающих к внешнему и/или внутреннему контурам, выполнены продольные выступы - зиги, ширина которых не превышает 2е.

2. Стартовый ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что профили зигов по поперечному сечению выполнены трапециевидными и/или треугольными.