СОПЛОВОЙ БЛОК РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
SOLID-PROPELLANT ENGINE NOZZLE UNIT

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано для автоматической стабилизации тяги в условиях различных начальных температур и разброса параметров топлива, например для уменьшения рассеяния попаданий по дальности неуправляемых ракет и уменьшения рассеяния попаданий ручных гранатометов.
Известен сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива, содержащий центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей и соединенное жестко с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющем цилиндр на переднюю по ходу движения ракеты и заднюю рабочие полости, соединенные с камерой горения двигателя каналом, выполненным в горловине сопла с дроссельными отверстиями. Центральное тело закреплено на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки посредством рычага, который перемещает это тело пропорционально начальной температуре твердого топлива в положение, фиксируемое при запуске двигателя.
H
Рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем с выполненным в нем дроссельным каналом, образуют газовый демпфер. Полости демпфера соединены с закритической частью сопла через выпускные дроссельные отверстия, соединенные каналом, проходящим в горловине сопла в его закритическую часть. Подвижное сопло и цилиндр соединены механическими пружинами. Подпружиненное относительно цилиндра сверхзвуковое сопло работает как предохранительный клапан, поддерживая давление в камере горения пропорционально предварительному поджатию пружин, т.е. обратно пропорционально начальной температуре топлива t [патент РФ 2151317, МПК7 F02K 9/36, 9/97, 20.06.2000].
Это устройство позволяет обеспечить устойчивую работу стабилизатора тяги с разомкнутым управлением по начальной температуре твердого топлива и замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорению ракеты.
Недостатком конструкции данного аналога является значительная жесткость стальных механических пружин, имеющих большие габариты и массу.
Прототипом предлагаемого изобретения является известный сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива, содержащий центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей и соединенное жестко с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющем цилиндр на переднюю по ходу движения ракеты и заднюю рабочие полости, соединенные с камерой горения двигателя каналом, выполненным в горловине сопла с дроссельными отверстиями, и сообщенные с окружающей средой через дроссели переменного сечения, из которых дроссель переменного сечения передней рабочей полости выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем. Дроссель переменного сечения задней рабочей полости является регулируемым выпускным отверстием сбросового клапана, обеспечивающего постоянное настроечное давление в этой полости [патент РФ 2191280, МПК7 F02K 9/36, 9/97, 20.06.2002].
Разделенные поршнем передняя рабочая полость с дросселем переменного сечения и задняя рабочая полость со сбросовым клапаном образуют одностороннюю газовую пружину, позволяющую уменьшить жесткость механических пружин, имеющихся в аналоге.
Недостатком конструкции прототипа с односторонней газовой пружиной являются большие габариты поршня и цилиндра соплового блока, обусловленные малым перепадом давлений в рабочих полостях вследствие снижения давления в задней рабочей полости сбросовым клапаном.
Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массогабаритных показателей соплового блока двигателя за счет применения в стабилизаторе тяги двухсторонней газовой пружины.
Поставленная задача решается тем, что в сопловом блоке ракетного двигателя твердого топлива, содержащем центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей и соединенное жестко с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющим цилиндр на переднюю по ходу движения ракеты и заднюю рабочие полости, соединенные с камерой горения двигателя каналом, выполненным в горловине сопла с дроссельными отверстиями, и сообщенные с окружающей средой через дроссели переменного сечения, из которых дроссель переменного сечения передней рабочей полости выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем, подвижное сопло и цилиндр соединены механическими пружинами, а дроссель переменного сечения задней рабочей полости также выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем.
На чертеже приведен схематический продольный половинный разрез соплового блока ракетного двигателя твердого топлива.
Сопловой блок содержит центральное тело 1 и подвижное сопло 2, установленное в телескопической направляющей 3 и соединенное жестко с поршнем 4, расположенным в закрепленном на корпусе 5 цилиндре 6 и разделяющим цилиндр на переднюю 7 по ходу движения ракеты и заднюю 8 рабочие полости, соединенные с камерой горения 9 двигателя каналом 10, выполненным в горловине сопла 2 с дроссельными отверстиями 11, 12, и сообщенные с окружающей средой через дроссели переменного сечения 13 и 14, из которых дроссель переменного сечения 13 передней рабочей полости 7 выполнен в виде щели на стенке цилиндра 6 и частично перекрыт поршнем 4. Подвижное сопло 2 и цилиндр 6 соединены механическими пружинами 16, а дроссель переменного сечения 14 задней рабочей полости 8 также выполнен в виде щели на стенке цилиндра 6 и частично перекрыт поршнем 4. Передняя и задняя рабочие полости 7 и 8 цилиндра 6 с дросселями переменного сечения 13 и 14, выполненными в виде щелей 15 и 17, частично перекрытых поршнем, образуют двухстороннюю газовую пружину, позволяющую создавать больший перепад давления в рабочих полостях по сравнению с односторонней газовой пружиной.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
При изменении температуры окружающей среды в процессе хранения и транспортировки в соответствии с патентами аналога и прототипа центральное тело 1, соединенное с рычагом (не показан), перемещающимся пропорционально изменению температуры твердого топлива, также перемещается вместе с прижатым к нему механическими пружинами 16 соплом 2 пропорционально изменению температуры относительно корпуса 5. Чем выше температура топлива, тем больше смещаются центральное тело 1 и сопло 2 вперед влево, уменьшая предварительное поджатие растянутых механических пружин 16 и увеличивая в последующем рабочем состоянии площадь критического сечения сопла. При запуске двигателя повышаются давления в камере горения 9, глухой передней рабочей полости 7 и проточной задней полости 8, под действием которых фиксируется положение центрального тела 1 с обжимной трубкой, а подвижное сопло 2 с поршнем 4, растягивая механические пружины 16, смещаются до упора назад, максимально открывая критическое сечение сопла, уменьшая пик давления в камере 9 от сгорания воспламенителя и закрывая выпускной дроссель переменного сечения 14 задней рабочей полости 8 и открывая дроссель переменного сечения 13 передней рабочей полости 7. В результате повышения давления в задней рабочей полости и уменьшения давления в передней рабочей полости 7 подвижное сопло 2 с поршнем 4 перемещаются в смещенное назад относительно оси симметрии щелей 15 и 17 положение, при котором в установившемся состоянии сила механических пружин 16 и сила перепада давлений на поршень уравновешиваются противоположно направленной результирующей силой давления на подвижное сопло 2. При этом в камере горения ракетного двигателя устанавливается давление, соответствующее начальной температуре твердого топлива. Данное состояние благодаря отрицательной обратной связи по перемещению является устойчивым, поскольку при случайном отклонении поршня 4 с соплом 2 относительно щелей 15 и 17, например, вперед они возвращаются в прежнее положение равновесия, так как при таком отклонении происходит уменьшение силы растягивания пружины и силы перепада давлений в рабочих полостях 7 и 8 за счет изменения площадей дросселей переменного сечения 13 и 14, а также одновременное увеличение возвращающей результирующей силы давления на сопло 2 за счет увеличения давления в камере горения 9, вызванного уменьшением площади проходного сечения сопла 2.
Следует отметить, что на смещенное назад относительно оси симметрии щелей 15, 17 положение равновесия поршня 4 с соплом 2 влияет сила инерции, обусловленная действием ускорения ракеты. Предложенное устройство, как и прототип с аналогом, является регулятором этого ускорения. В частности, при увеличении ускорения ракеты поршень 4 с соплом 2 смещаются относительно положения равновесия назад, увеличивая площадь критического сечения сопла 2 и уменьшая давления в камере горения 9, скорость горения топлива, тягу ракетного двигателя и ускорение ракеты, обеспечивая возврат поршня с соплом в прежнее положение.
Таким образом, в предложенном устройстве имеет место одинаковый характер изменения силы механических пружин 16 и силы перепада давлений на поршень 4 со стороны двух рабочих полостей 7 и 8, которые образуют вместе с ним двухстороннюю газовую пружину, позволяющую по сравнению с прототипом уменьшить площадь поршня за счет увеличения перепада давлений в рабочих полостях посредством исключения сброса газа из задней рабочей полости, а по сравнению с аналогом - значительно уменьшить жесткость, габариты и массу механических пружин, отведя им, в частности, вспомогательную функцию прижатия сопла к центральному телу до запуска двигателя со значительно меньшей, чем у аналога, силой предварительного поджатия.