ЗАРЯД РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Предлагаемая полезная модель относится к области ракетной техники, а именно, к конструкции крупногабаритного секционного скрепленного заряда твердого топлива.
В практике проектирования и отработки ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) находят применение крупногабаритные многосекционные заряды с большим удлинением - L/B>10, где L - длина заряда, В - наружный радиус корпуса.
Одной из наиболее сложных задач разработки зарядов с большим удлинением является обеспечение требуемого времени выхода ракетного двигателя на режим, которое, как правило, должно находится в пределах 0,15÷0,25 сек.
Время выхода на режим зависит от скорости распространения продуктов сгорания воспламенительного состава по каналу заряда. Эта скорость в зависимости от конструкции воспламенителя находится в пределах 200÷700 м/сек, т.е. значительно ниже критической скорости истечения. Для сокращения времени выхода на режим, а следовательно, для уменьшения времени воспламенения горящей поверхности заряда, необходимо увеличивать скорость движения продуктов сгорания воспламененительного состава.
Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива по патенту US №3210932 кл. 60-35.6, заявка 08.01.1963, опубликован 12.10.1965 г., состоящего из корпуса с удлиненной обечайкой, торцевой крышки, сопла, воспламенителя, заряда твердого топлива, с первой пирогенной камерой, сообщающейся с воспламенителем, второй пирогенной камеры, сообщающейся с соплом, узкого дросселя, помещенного между первой и второй камерами. Диаметр дросселя меньше диаметра соплового отверстия. Скорость истечения газов через дроссель является звуковой скоростью, т.е.повышается скорость течения газов, что ведет к улучшению воспламенения топлива.
Недостатком указанной конструкции является то, что для скрепленного с корпусом заряда из смесевого твердого топлива при удлиненной обечайке отформовать канал по профилю узкого дросселя затруднительно. Еще сложнее это сделать при наличии щелевых компенсаторов поверхности горения в какой либо пирогенной камере.
Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива по патенту US №3172255 кл. 60-35.6, заявлен 26.09.1961, опубликован 09.03.1965 г. включающая 3 секции, в которой для увеличения скорости течения продуктов сгорания между секциями установлены диафрагмы с центральными отверстиями, имеющими критическое сечение сопла ракетного двигателя. Эта конструкция принята за прототип.
Недостатком указанной конструкции является наличие диафрагм, которые снижают коэффициент массового совершенства ракетного двигателя (п.119, ГОСТ В 21455-82)
Задачей настоящей полезной модели, состоящей из двух последовательных секций, является обеспечение времени выхода двигателя на режим не более 0,25 сек. без снижения коэффициента массового совершенства двигателя.
Поставленная техническая задача решается за счет определенного конструктивного оформления второй секции заряда, которая располагаются за первой (головной) секцией.
кр
Технический результат заключается в том, что заряд РДТТ включает две последовательно расположенные в камере сгорания секции, при этом вторая секция выполнена с входной частью канала, содержащей цилиндрический и конический участки; а именно: сечение цилиндрического участка секции на длине 0,05÷0,15 внешнего радиуса В имеет диаметр (представляя критическое сечение сопла), величина которого составляет 0,6÷0,9 диаметра критического сечения сопла d ракетного двигателя, а конусный участок входной части канала выполнен так, что образующая его поверхности имеет угол наклона к оси РДТТ 30÷45° (представляя конический раструб сопла ракетного двигателя). Это обеспечивает критическое истечение продуктов сгорания воспламенителя и воспламененных участков предыдущей секции заряда в канал последующей секции. Спроектированная таким образом входная часть канала заряда как бы имитирует сопло ракетного двигателя твердого топлива для первой секции заряда В результате время распространения продуктов сгорания по воспламеняемой поверхности секции значительно сокращается и время выхода двигателя на стационарный режим не превысит 0,25 сек
Предлагаемое решение иллюстрируется фигурой.
На Фиг. представлена конструкция предлагаемой полезной модели, где
1 - заряд;
2 - первая секция заряда;
3 - вторая секция заряда;
4 - основной канал;
5 - цилиндрический участок входной части;
6 - конический участок входной части
В - наружный радиус заряда;
кр
d - диаметр критического сечения сопла ракетного двигателя;
L - длина цилиндрического участка входной части секции 3 длиной (0,05÷0,15)В;
α - угол образующей конуса относительно оси ракетного двигателя, 30÷45°
вч
кр
d - диаметр цилиндрического участка входной части, (0,6÷0,9)d;
вч
кр
Сущность предлагаемого технического решения полезной модели заключается в следующем: заряд 1 состоит из двух последовательно расположенных секций 2 и 3. На секции 3 входная часть перед основным каналом 4 выполнена из двух участков, цилиндрического 5 и конического 6. Цилиндрический участок на длине L, равной (0,05÷0,15) В - наружного радиуса заряда 1, имеет диаметр d, составляющий (0,6÷0,9)d - диаметр критического сечения сопла ракетного двигателя. Конической участок 6 выполнен так, что образующая его поверхности наклонена к оси ракетного двигателя под углом α - 30÷45°
кр
кр
2
При диаметре канала и длине элемента входной части второй секции меньше 0,6d и 0,05 В соответственно возможно разрушение фрагментов топлива на цилиндрическом участке входной части потоком газов, за счет чего эффективность воспламенения секции 3 значительно уменьшится, что увеличит время выхода на режим. Возможность разрушения фрагментов топлива установлена расчетом на прочность. При этом полагалось, что разность давлений между первой и второй секциями составляет 2 кгс/см. Значение геометрических параметров выше назначенного предела больше 0,15 В и больше 0,9d не приведет к желаемому эффекту, так как при этом не обеспечивается необходимая скорость заполнения продуктами сгорания всего свободного объема ракетного двигателя.
Двухсекционный заряд РДТТ спроектирован, отработан в стендовых условиях ФГУП «НИИПМ».
Таким образом предлагаемая полезная модель обеспечит время выхода двигателя на режим не более 0,25 сек. при пониженном коэффициенте массового совершенства ракетного двигателя твердого топлива.