Ракетный двигатель твердого топлива

 

Использование: изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) космического назначения, преимущественно с шаровидной формой корпуса. Сущность изобретения: в РДТТ, содержащем шаровидный корпус в виде неразъемных переднего и соплового днищ, скрепленных посредством цилиндрического участка, выполненный с длиной, не превышающей 1,5 его диаметра, сопло, заряд смесевого ракетного твердого топлива, имеющий центральный глухой канал с щелевыми пропилами и открытую торцевую поверхность со стороны соплового днища, торцевая стенка глухого канала расположена в зоне цилиндрического участка корпуса, а суммарный свободный объем полости заряда, включающий полость центрального канала и щелей, а также полость торцевого зазора, заключенную между открытой торцевой поверхностью заряда и сопловым днищем, составляет: W _крK, где: _кр - площадь критического сечения сопла (м₂), K = 0,027 - эмпирический коэффициент (м). 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) космического назначения, с отношением его длины к диаметру 1,5 преимущественно с шаровидной формой корпуса.

Известен сферический РДТТ космического корабля "Джемини" (США), используемый для торможения корабля на орбите. Двигатель имеет тонкостенную конструкцию корпуса, частично утопленное сопло, дублированную систему воспламенения. Корпус РДТТ изготовлен с помощью электронно-лучевой сварки из механически обработанных штампованных полусфер из титанового сплава. На внутреннюю поверхность корпуса нанесено теплозащитное покрытие. Внутренняя полость заряда имеет центральный глухой канал с щелевыми пропилами и открытую торцевую поверхность. Торцевая стенка глухого канала расположена в зоне переднего днища.

Недостатком данного РДТТ является низкий коэффициент заполнения корпуса топливом, обусловленный значительным свободным объемом в заряде, что не обеспечивает высокого массового совершенства двигателя, особенно важного для РДТТ космического назначения.

Технической задачей, решаемой изобретением, является устранение недостатков прототипа, а именно создание РДТТ с высокими коэффициентами заполнения корпуса топливом и массового совершенства двигателя.

Поставленная задача достигается тем, что в РДТТ, содержащем шаровидный корпус малого удлинения, состоящий из цилиндрической части и неразъемных переднего и соплового днищ, сопло, заряд смесевого ракетного твердого топлива, имеющий центральный глухой канал с щелями и открытую торцевую поверхность со стороны соплового днища, торцевая стенка глухого канала расположена в зоне цилиндрического участка корпуса, а суммарный свободный объем W полости заряда, включающий полость центрального канала и щелей, а также полость торцевого зазора, заключенную между открытой торцевой поверхностью заряда и сопловым днищем, составляет: W _крK где _кр площадь критического сопла [м₂] K 0,027-эмпирический коэффициент [м] На чертеже обозначено: 1 корпус РДТТ, 2 цилиндрическая часть корпуса, 3 переднее днище, 4 сопловое днище, 5 сопло, 6 критическое сечение сопла, 7 заряд, 8 - торцевая стенка глухого канала, 9 щели, 10 открытая торцевая поверхность.

Ухудшение характеристик РДТТ достигается тем, что корпус выполняют цельномотанным по типу "кокон" из композиционных материалов, заряд скреплен с корпусом, при этом корпус максимально возможно заполнен топливом. Однако увеличение объемного заполнения корпуса имеет предел, который определяется устойчивым горением топлива или минимально допустимым временем пребывания продуктов сгорания в корпусе (t_min), которое должно быть больше времени релаксации прогретого слоя.

Известно, что время пребывания газов в корпусе (t) определяется из соотношения: где W начальный свободный объем, A коэффициент истечения, R, T газовая постоянная и температура продуктов сгорания,
_кр площадь критического сечения сопла [1]
Из приведенного выше соотношения следует, что минимально допустимое значение начального свободного объема корпуса определяется характеристиками топлива A, R, T, которые определяются термодинамическим расчетом, а также t_min и величиной критического сечения сопла, которая определяется, как правило, техническими требованиями к РДТТ и является величиной известной. Пределы изменения W определяются объемом корпуса и выражением, полученным из формулы (I) с учетом следующего:
Известно, что время релаксации определяется по формуле

где -коэффициент температуропроводности твердой фазы топлива,
g 10^-7 ([3] с. 14)
U-скорость горения топлива [2]
Следовательно, минимально допустимый начальный свободный объем составляет

В данное соотношение входят конструктивные параметры РДТТ (W, _кр), а также параметры, характеризующие твердое ракетное топливо (A, R, T, U), являющиеся его неотъемлемыми свойствами, которые приводятся в документации на топливо, а также в конструкторской документации на РДТТ.

Таким образом, приведенное выше соотношение включает параметры, характеризующие РДТТ в статическом состоянии.

Правую часть соотношения для начального свободного объема преобразуем в виде:

Известно, что для современных высокоэнергетических твердых ракетных топлив комплекс параметров ART изменяется в небольших пределах.

Заявителем экспериментально установлено предельное значение k 0,027, тогда
W 0,027_кр.
Изобретение может быть применимо при создании РДТТ различных космических систем, например систем разгона и торможения, аварийного спасения, изменения ориентации космического корабля на орбите.

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус в виде неразъемных переднего и соплового днищ, скрепленных посредством цилиндрического участка, выполненный с длиной, не превышающей 1,5 его диаметра, сопло и заряд смесевого ракетного твердого топлива, размещенный в корпусе с торцевым зазором относительно соплового днища и выполненный с глухим центральным каналом и сообщенными с ним продольными щелями, отличающийся тем, что торцевая стенка глухого канала расположена в зоне цилиндрического участка корпуса, а суммарный объем W полости заряда, включающий полость центрального канала и щелей, а также полость торцевого зазора, заключенную между открытой торцевой поверхностью заряда и сопловым днищем, составляет
W _крK,
где _кр- площадь критического сечения сопла, м²;
К 0,027 эмпирический коэффициент, м.

РИСУНКИ

Рисунок 1