Ракетный двигатель твердого топлива

 

Двигатель предназначен для использования в ракетной технике. Он содержит бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, уплотнение, образующее застойную зону, газодинамически сообщенную с камерой сгорания. При этом площадь поперечного сечения кольцевого зазора выполнена с увеличением в сторону уплотнения. Площадь поперечного сечения на входе в кольцевой зазор (F_вх) определяется из соотношения F_вх < F_кр, где F_кр - площадь критического сечения двигателя. Конструкция двигателя позволяет избежать прогаров и уноса бронепокрытия с заряда, уменьшить толщины бронепокрытия и теплоизоляции внутренней поверхности камеры сгорания, а следовательно, уменьшить дымообразование на начальном участке работы двигателя и повысить коэффициент заполнения камеры сгорания зарядом. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) с вкладным бронированным пороховым зарядом.

Известен РДТТ, содержащий камеру сгорания с вкладным бронированным зарядом, описанный в [1]. К недостаткам такой конструкции относится возможное нарушение целостности бронепокрытия заряда и стенок камеры сгорания в процессе работы РДТТ вследствие сквозного течения пороховых газов в зазоре между внутренней стенкой камеры сгорания и бронированной поверхностью заряда, и как следствие - аномальная работа РДТТ (его разрушение).

Указанный недостаток частично устраняется в конструкции РДТТ, описанной в [2]. РДТТ содержит бронированный по наружной поверхности заряд, установленный в камере сгорания с кольцевым зазором, имеющим постоянную площадь поперечного сечения по всей длине, уплотнение, выполненное в кольцевом зазоре и образующее застойную зону. Застойная зона на входе газодинамически сообщена с камерой сгорания, а уплотнение препятствует перетеканию газа через кольцевой зазор.

Однако при срабатывании РДТТ газы, имеющие высокую температуру и скорость, при заполнении кольцевого зазора с постоянной площадью поперечного сечения будут не только прогревать, но и частично размывать бронепокрытие практически на всей длине застойной зоны, что может ухудшить управление ракетой в полете из- за повышенной задымленности трассы. При этом чем больше длина застойной зоны, тем интенсивнее воздействие газов не только на бронепокрытие, но и стенки камеры сгорания. Увеличение толщины бронепокрытия заряда, а также теплозащитного покрытия внутренней поверхности камеры сгорания проблемы не разрешает, однако уменьшает коэффициент заполнения камеры сгорания зарядом и увеличивает пассивную массу двигателя, а соответственно и ракеты.

Целью настоящего изобретения является уменьшение дымообразования на начальном участке работы РДТТ и повышение коэффициента заполнения камеры сгорания зарядом.

Указанная цель достигается тем, что в РДТТ, содержащем бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, уплотнение, выполненное в кольцевом зазоре и образующее застойную зону, газодинамически сообщенную на входе с камерой сгорания, площадь поперечного сечения кольцевого зазора выполнена с увеличением в сторону уплотнения, причем площадь поперечного сечения на входе в кольцевой зазор F_вх определяется из соотношения F_вх > F_кр, где F_кр= (d²_кр)/4 - площадь критического сечения двигателя (сопла); d_кр - диаметр критического сечения двигателя (сопла).

РДТТ, представленный на чертеже, содержит бронированный по наружной поверхности заряд 1, установленный с кольцевым зазором 2 в камеру сгорания 3, площадь поперечного сечения которого увеличивается в сторону уплотнения 4. Уплотнение 4 образует застойную зону, газодинамически сообщенную на входе 5 с камерой сгорания 3.

РДТТ работает следующим образом. При срабатывании РДТТ газы от воспламенителя и заряда 1 устремляются в кольцевой зазор 2. Из теории газодинамики известно, что, во-первых, при расширении газа его скорость и температура уменьшаются, во-вторых, наиболее теплонапряженный участок двигателя создается в его критическом сечении (в критическом сечении сопла), где образуются максимальная температура и теплопоток, а также критическая (местная) скорость звука (см. В. В. Рожков. Ракетные двигатели твердого топлива. - М.: Воениздат, 1963, стр. 46, рис. 18). Поэтому выполнение кольцевого зазора 2 с увеличивающейся площадью поперечного сечения в сторону уплотнения 4, а также условие, чтобы площадь поперечного сечения на входе 5 (F_вх) в кольцевой зазор 2 была больше площади критического сечения двигателя (F_кр) (т.е. параметры газа в нем были докритическими), позволяют избежать прогаров и унос бронепокрытия с заряда 1, уменьшить толщины бронепокрытия и теплоизоляции внутренней поверхности камеры сгорания 3, а следовательно, уменьшить дымообразование на начальном участке работы РДТТ и повысить коэффициент заполнения камеры сгорания 3 зарядом 1.

Источники информации 1. Рожков В. В. Ракетные двигатели твердого топлива. - М.: Воениздат, 1963, с. 30, рис. 9.

2. Патент ФРГ N 2442082, F 02 K, 1976.

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, уплотнение, образующее застойную зону, газодинамически сообщенную с камерой сгорания, отличающийся тем, что площадь поперечного сечения кольцевого зазора выполнена с увеличением в сторону уплотнения, причем площадь поперечного сечения на входе в кольцевой зазор (F_вх) определяется из соотношения F_вх > F_кр, где F_кр= (d²_кр)/4 - площадь критического сечения двигателя (сопла), d_кр - диаметр критического сечения двигателя (сопла).

РИСУНКИ

Рисунок 1