Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей
ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL FOR HINDER PARTS SEPARATED

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.
Известно, что для обеспечения увода отделяемых частей используются твердотопливные газосвязанные двигатели с двумя или более числом сопел. В известном двигателе (см. патент 2513052, приоритет с 06.04.2012 г.) содержится корпус с двумя соплами, многошашечный заряд и расположенные в предсопловых объемах воспламенители, инициирующиеся пиропатроном. Недостаток такого двигателя состоит в том, что при одновременном срабатывании воспламенителей волна давления от продуктов сгорания каждого направлена навстречу друг другу и может при встрече усилиться, что приведет к нерасчетному режиму горения заряда. Учитывая, что воспламенители в большинстве случаев срабатывают неодновременно, а распространение волн давления происходит со скоростью звука, волна давления от продуктов сгорания одного воспламенителя проходит всю длину камеры сгорания, отражается от дна и возвращается назад. В это время срабатывает второй воспламенитель, и волна давления от продуктов сгорания, взаимодействуя с отраженной волной давления, также приводит к нерасчетному горению заряда. В процессе горения заряда, также, в силу природы процесса горения, возникают колебательные процессы при истечении продуктов сгорания заряда в сторону соплового объема, которые также, отражаясь от дна, вызывают нерасчетное течение продуктов горения заряда.
Для улучшения процесса воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя известно устройство воспламенения заряда (см. патент 2500913, приоритет от 23.05.2012 г.), содержащее перфорированный стакан, закрытый крышкой с кольцевым коническим отражателем. Внутри стакана установлен футляр, заполненный пиротехническим составом, инициируемый пиропатроном, установленным в газоподводной трубке. Между стенкой отражателя и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость стакана с объемом камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя.
Установка конического отражателя позволяет улучшить процесс воспламенения заряда, но не гасит волны давления, возникающие в двигателе в процессе горения заряда.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение стабильности горения твердотопливного заряда, и как следствие - повышение надежности работы двигателя в целом.
Это достигается тем, что в известной конструкции двигателя твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты, содержащей корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, в предсопловых объемах которого соосно газоподводной трубке с пиропатроном закреплены воспламенители, каждый из которых содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, который со стороны газоподводной трубки закрыт крышкой с кольцевым коническим отражателем, между стенкой крышки и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнен круговой ряд сквозных каналов, соединяющих внутреннюю полость с предсопловым объемом твердотопливного ракетного двигателя, а в стенке отражателя дополнительно выполнен круговой ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя. Диаметр кругового ряда отверстий в отражателе больше диаметра кругового ряда сквозных отверстий в крышке, и при этом должны выполняться следующие соотношения:
отр
корп
d=(0,4…0,5)D;
ряд
отp
d=(0,6…0,8)d, где
корп
D - внутренний диаметр корпуса;
0Tp
d - наружный диаметр кольцевого конического отражателя;
ряд
d - диаметр кругового ряда отверстий в кольцевом коническом отражателе.
Отверстия в отражателе могут быть выполнены на двух и более круговых рядах.
Предложенная конструкция ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей поясняется чертежами:
Фиг. 1 - общий вид ракетного двигателя твердого топлива для увода отделяемых частей;
Фиг. 2 - общий вид перфорированного стакана воспламенителя с отражателем;
Фиг. 3 - расположение отверстий в отражателе;
Фиг. 4 - вариант исполнения отверстий в отражателе.
Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей состоит из корпуса (1), многошашечного твердотопливного заряда (2), двух опорных решеток (3), двух газосвязанных сопел (4), двух пиропатронов (5), двух воспламенителей (6), каждый из содержит перфорированный стакан (7) с установленным внутри футляром (8), заполненным пиротехническим составом (9). Со стороны пиропатрона (5) футляр (8) закрыт крышкой (10) с кольцевым коническим отражателем (11). В стенке отражателя (11) выполнен круговой ряд сквозных отверстий (12), оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя (11). Диаметр кругового ряда отверстий (12) в отражателе (11) больше диаметра сквозных отверстий (13) в крышке (10). Отверстия (12, 14) в отражателе (11) могут быть выполнены на двух и более круговых рядах.
Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей работает следующим образом:
При срабатывании двух пиропатронов (5), расположенных симметрично с разных сторон от заряда (2), продукты его сгорания обеспечивают зажжение двух воспламенителей (6), которые также расположены симметрично с двух сторон от заряда (2), и в свою очередь обеспечивает зажжение твердотопливного заряда (2), продукты сгорания которого истекают через сопла (4). В процессе запуска и работы двигателя возникают колебательные процессы при истечении продуктов сгорания заряда (2) в сторону предсоплового объема, которые, отражаясь от дна, вызывают нерасчетное течение продуктов горения заряда (2). Для уменьшения амплитуды волн давления весь газовый поток продуктов горения заряда (2) с помощью кольцевого конического отражателя (11) разбивается на две части. Одна часть, обтекая кольцевой конический отражатель (11), взаимодействует с дном корпуса (1), а другая часть - непосредственно со стенкой отражателя (11). За счет этого уменьшается амплитуда колебаний всего потока продуктов сгорания заряда (2).
отр
корп
корп
0Tp
_
Эмпирическим путем получено следующее соотношение: d=(0,4…0,5)D, где D внутренний диаметр корпуса, d -наружный диаметр кольцевого конического отражателя.
Для повышения эффекта уменьшения амплитуды давления и уменьшения нагрузок от действия перепада давления продуктов сгорания на отражатель в нем выполнен круговой ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя. Часть потока продуктов сгорания заряда, которая отражается от отражателя, истекает через эти отверстия под углом к продольной оси двигателя и взаимодействует с потоком продуктов сгорания заряда, обтекающий отражатель, уменьшая амплитуду колебаний этого потока. Для исключения взаимовлияния потоков, истекающих из сквозных каналов крышки и потока, отражающего от рассекателя, отверстия в отражателе смещены относительно осей сквозных каналов крышки и расположены в секторе между ними на разных диаметрах. При этом должно выполняться следующее соотношение, полученное эмпирическим путем:
ряд
отp
d=(0,6…0,8)d, где
отp
d - наружный диаметр кольцевого конического отражателя,
ряд
d - диаметр кругового ряда отверстий в кольцевом коническом отражателе.
Данное изобретение позволяет достичь большей стабильности процесса горения заряда за счет уменьшения амплитуды волн давления, что оказывает положительное влияние на надежность работы двигателя.
Двигатель данной конструкции планируется применять для увода отделяемых частей ракеты перспективного комплекса.