РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике и касается конструкции химических ракетных двигателей, т.е. использующих химическое топливо, применяемых в воздушных и космических летательных аппаратах транспортного и военного назначения.
Конструкция ракетного двигателя определяется агрегатным состоянием используемого топлива (жидкое, твердое или сочетание компонентов обоего типа) (см. например: Википедия: «Ракетный двигатель»). Рассмотрим имеющиеся здесь проблемы с общих позиций.
Функцйя ракетного двигателя состоит в создании потока импульса (т.е. тяги) за счет расхода запасенной на борту массы. При этом время работы двигателя ограничивается запасом массы, а общий конечный импульс, который приобретет при этом летательный аппарат, будет при этом тем больше, чем с большей скоростью отбрасывается масса. Скорость в химическом двигателе создается в процессе адиабатического расширения в сопле газообразных продуктов экзотермического химического превращения (сгорания) топлива, происходящего в камере сгорания (далее КС), в которую топливо, или отдельные его компоненты, нагнетаются в конденсированном (т.е. в плотном) состоянии. Причем нагнетание это производится против градиента давления, возникающего автоматически из за проявления закона баланса прихода и расхода массы.
Если топливо жидкое, то оно обычно нагнетается в камеру сгорания насосом. При этом обычно приходится нагнетать две компоненты жидкого топлива, которые вступают в реакцию между собой, смешиваясь в камере сгорания. Предварительное смешение компонентов жидкого топлива проблематично из-за высокой химической активности реакции окисления гомогенной горючей смеси. Возможно также применение однокомпонентного жидкого топлива, состоящего из молекул с внутренней свободной потенциальной энергией, например перекись водорода. Однако эта энергия значительно меньше, чем у пары отдельных молекул горючего и окислителя.
Описанный выше принцип работы жидкотопливного ракетного двигателя (ЖРД) обуславливает следующие его недостатки.
1. Необходимость иметь два насоса для подачи компонентов топлива в КС, что усложняет конструкцию ЖРД.
2. Необходимость иметь два отдельных бака для компонентов топлива.
3. Необходимость обеспечения герметичности баков, что проблематично с точки зрения существующей вероятности их повреждения метеоритами или средствами противодействия противника.
4. Проблемы, связанные с предотвращением испарения жидких компонентов и реагирования их с конструкцией, что усложняет эксплуатацию двигателей.
5. Пожароопасность заправленного ЖРД.
От насосов можно избавиться, применив наддув баков. Но это многократно увеличивает массу конструкции баков и, следовательно, снижает конечную скорость летательного аппарата..
Можно также заменить насосы системой паровой инжекции компонентов жидкого топлива с использованием тепла, отбираемого от рубашки жидкостного охлаждения сопла. Эта система жизнеспособна, однако она не проще системы с турбонасосными агрегатами.
Несмотря на вышеуказанные недостатки, ЖРД находят широкое применение в ракетной технике, т.к. позволяют применять наиболее энергоэффективные топливные компоненты, а также обеспечивают возможность управлять тягой и включать и выключать двигатель в полете.
Твердое химическое топливо также может состоять из нескольких отдельных молекулярных высокоэффективных компонентов - горючего и окислителя. Однако, в отличие от жидкого топлива, они могут находиться не в гомогенно смешанном состоянии, а представлять собой гетерогенную мелкодисперсную смесь. При этом химическая активность сдерживается малым коэффициентом диффузии в твердой фазе и сравнительно большим диффузионным расстоянием между частицами горючего и окислителя. Такое топливо может неограниченное время находиться в устойчивом состоянии, если не превышается критическая масса объема хранения и обеспечивается отвод тепла с поверхности штабеля. Однако твердое топливо вводится в камеру сгорания до включения двигателя. При этом время работы двигателя определяется объемом введенного в КС топлива.
Преимуществами твердотопливного ракетного двигателя (РДТТ) перед ЖРД являются:
1. Отсутствие необходимости в насосах.
2. Практическая однокомпонентность топлива (с макроскопической точки зрения).
3. Лучшая защищенность от поражающих факторов, т.к. топливо расположено в достаточно прочной КС.
4. Возможность долговременного хранения «заправленного» РДТТ.
5. Меньшая пожароопасность.
Однако это обеспечивается ценой появления следующих недостатков у РДТТ по сравнению с ЖРД:
1. Ограниченность времени работы одной ступени объемом помещающегося в К.С. топлива.
2. Возрастание массы конструкции КС, обусловленное увеличением ее объема в связи необходимостью размещения в нем большой массы твердого топлива.
3. Невозможность регулирования тяги.
4. Ограниченность ресурса работы сопла и КС.
5. Проблематичность преждевременного отключения двигателя в полете и повторного его включения.
6. Пониженная химмотологическая эффективность твердого топлива по сравнению с жидким топливом, что связано с необходимостью введения дополнительных молекулярных связей с целью обеспечения его устойчивости при близком взаимном расположении реакционно способных компонентов.
7. Необходимость содержать ракетный двигатель в постоянно заправленном состоянии. Это заставляет перевозить на большие расстояния тяжелые ракеты, в то время, как отдельная перевозка топлива и не заправленных - пустых ракет с заправкой их на месте применения была бы практически удобнее.
В связи с вышесказанным возникает задача получения ракетного двигателя достаточно простой конструкции, безопасного и устойчивого к повреждениям баков, с неограниченным (в принципе) временем работы, с регулируемой тягой и возможностью отключения и включения двигателя в полете. При этом проблема обеспечения достаточного ресурса работы сопла и К.С.по прежнему может решаться за счет применения теплозащитных эндотермических и аблирующих композитных материалов, как это доказано практикой использования РДТТ.
Однако для формулировки сущности изобретения выберем определенный прототип. Наиболее подходящим прототипом по числу совпадающих существенных признаков и эффективности будет ЖРД с двухкомпонентным топливом (см. например Алемасов В.Е. и др. «Теория ракетных двигателей» третье изд. Перераб. и дополн. под ред. академика В.П. Глушко, М, Машиностроение, 1980. Стр. 196, рис. 16.6 и рис. 16.7.).
Тогда целью изобретения будет - упрощение конструкции, снижение эксплуатационных затрат, повышение надежности и безопасности двигателя при повреждениях его конструкции.
Предлагается ракетный двигатель, содержащий сопло и камеру сгорания, соединенную посредством насоса с емкостью, в которой расположено топливо или один из его компонентов. Цель изобретения достигается тем, что топливо, или каждый из его компонентов, находится в твердом дисперсном сыпучем состоянии, емкость представляет собой бункер, а насос представляет собой шлюзовый механизм питания, т.е. механизм, содержащий корпус с входным и выходным патрубками, и подвижно установленным внутри корпуса элементом с полостью, которая при движении подвижного элемента может поочередно соединяется то со входным, то с выходным патрубками. Шлюзовый механизм обеспечивает возможность подачи твердого дисперсного сыпучего материала в зону высокого давления в КС и работает за счет указанного перепада давлений, что является свойством любого шлюзового механизма, в отличие от насосов. Привод шлюзовому механизму нужен только для компенсации сил трения. Известные насосы подачу сыпучего материала против большого перепада давлений обеспечить не могут по причине присутствия у сыпучих тел (в отличие от жидких тел) сил сухого трения. Замена жидкости сыпучим топливом позволяет сделать топливный бункер негерметичным, с размером щелей, определяемым размером гранул твердого топлива. Это упрощает эксплуатацию, повышает пожарную безопасность и устойчивость к повреждениям конструкции. Упрощается также конструкция двигателя, т.к. устраняется необходимость иметь два топливных хранилища и две системы подачи топлива в двигатель.
Это также позволяет сделать бункер с отбрасываемой по частям массой конструкции по мере расходования топлива. Для этого, в частном варианте выполнения, обечайка бункера составлена из кольцевых секций, связанных между собой замковыми связями, а днище бункера выполнено в виде поршня, на котором закреплена камера сгорания с соплом и указанным шлюзовым механизмом. За счет тяги двигателя, поршень поджимает расположенное в бункере топливо вверх. При этом кольцевые секции обечайки, по мере расходования топлива, поочередно освобождаются и могут быть откреплены за счет замковых связей.
Кольцевая секция обечайки бункера, в частности, может быть выполнена с разрезом по образующей и имеет подпружинивание на сжатие кольца. Кроме того, соседние кольцевые секции имеют пазовые зацепления, выполняющие функцию замковых связей между собой, которые удерживаются в состоянии зацепления за счет распирания кольцевых секций находящимся в бункере топливом. Когда очередная секция опустится ниже днища бункера, кольцо секции сжимается и выходит своими выступами из пазов вышележащей секции, после чего свободно удаляется от летательного аппарата, т.е. отбрасывается, уменьшая т.о. бесполезную нагрузку на летательный аппарат. Таким образом, реализуется принцип отбрасывания массы конструкции пропорционально массе израсходованного топлива. Таким образом, в данном варианте выполнения ракетный двигатель эквивалентен многоступенчатому составному двигателю, что позволяет достигать высоких, в том числе возможно и космических, скоростей с одним двигателем. Т.е. упрощается конструкция двигательной установки ракеты в целом, т.к. она делается одноступенчатой.
Изобретение поясняется нижеследующим описанием примеров конструктивного выполнения и двумя фигурами.
На фиг. 1. схематично изображен предлагаемый ракетный двигатель с простейшим однороторным шлюзовым механизмом питания.
На фиг. 2 показана конфигурация кольцевой секции обечайки топливного бункера после ее отделения от двигателя.
Предлагаемый ракетный двигатель (фиг. 1) содержит компактную камеру сгорания 1 (далее КС) и сопло 2, выполненные в виде единого блока из малотеплопроводных огнестойких композитных материалов, охлаждаемых за счет эндотермической реакции химического разложения и абляции внутреннего слоя. В днище КС имеется отверстие, посредством которого она сообщается с шлюзовым механизмом питания 3, выполняющим функцию насоса для подачи топлива в КС против градиента давления из бункера 4, который выполнен негерметичным. Механизм питания 3 закреплен на днище 5 бункера 4, выполненным в виде поршня, способного перемещаться вдоль обечайки 6 бункера.
Обечайка 6 бункера составлена из кольцевых секций 7, связанных между собой посредством кольцевого выступа 8 и комплементарной ему впадины 9, принадлежащей вышележащей секции. Выступ 8 и впадина 9 выполняют функцию замковых связей кольцевых секций между собой. Кольцо каждой секции имеет разрез по образующей и пружину 10, действующую на сжатие кольца до упора, образуемого соответствующими отгибами кольца (см. фиг. 2). Вверху бункер 4 снабжен крышкой 11.
Шлюзовый механизм питания 3, в простейшем варианте выполнения, содержит одно зубчатое колесо 12, зубья которого плотно прилегают к корпусу 13. В верхней части корпуса 13 имеется входной патрубок 14, сообщающийся с бункером 4, а в нижней части - выходной патрубок 15, сообщающийся с КС. Зубчатое колесо приводится во вращение электродвигатем 16 с управляемым числом оборотов, питаемым от бортового источника питания 17, например от электроаккумулятора.
Зубчатое колесо механизма питания должно иметь остро заточенные грани, образующие режущие кромки. Это устраняет возможность заедания механизма, т.к. гранулы топлива, препятствующие движению будут легко разрезаться, как ножницами.
Твердое топливо может быть обычным смесевым. При этом сыпучесть обеспечивается за счет его гранулированности. Размер гранул выбирается компромиссно: по условию не зависания в течках, где диаметр гранул должен быть приблизительно в 10 раз меньше минимального диаметра течек, а также по условию достаточно быстрого выгорания гранул, где диаметр гранул должен быть небольшим. Примерный диаметр гранул оценивается величиной 1 мм. Микроструктура гетерогенности гранул смесевого топлива, соответственно, будет еще на порядок меньше диаметра гранул. При этом, в отличие от обычных смесевых твердотопливных зарядов, нет необходимости достигать высокой прочности связки дисперной композиции внутри гранулы. Наоборот - гранула должна, по возможности, быстро разрушаться при попадании в КС, чтобы успеть сгореть за время пролета ее к соплу. При этом отпадает необходимость строго выдерживать параметры топлива по скорости горения гранул. Эта скорость должна быть лишь достаточно большой - больше скорости горения смесевого топлива в РДТТ, но меньше скорости горения баллистического пороха. Отсутствие высоких требований к точному соблюдению скорости горения гранулы здесь обусловлена тем, что она контролируется скоростью его подачи в камеру сгорания.
Работает предлагаемый ракетный двигатель следующим образом. Включают электродвигатель 16 питания и одновременно инициатор зажигания, например пороховой (не показан). Меняя скорость вращения электродвигателя 16 можно менять тягу. Выполненное в виде поршня днище 5 топливного бункера 4, за счет создаваемой соплом 2 тяги, поджимает находящееся в бункере сыпучее твердое топливо, не допуская образования пустот в процессе расхода топлива. При этом топливо распирает кольцевые секции, преодолевая силу пружины 10 и поддерживая взаимное зацепление секций. При этом днище 5 скользит по обечайке 6 вверх поступательно, как поршень, направляемый и ориентируемый обечайкой 6, как цилиндром. Когда днище 5 поднимется выше очередного стыка кольцевых секций, кольцо нижней секции сжимается под действием пружины 10, и ее выступы 8 выходят из впадин 9 вышележащей секции (см. фиг. 1). Таким образом замковые связи с вышележащей секцией отключаются. В результате, двигатель, движущаяся с ускорением, уходит вверх оставляя отделившуюся секцию бункера в свободном падении. То есть происходит своевременное автоматическое отделение отработавшей части конструкции топливного бункера. При этом, за счет периодического отбрасывания израсходованной части конструкции бункера может быть обеспечено достаточно высокое отношение начальной массы ракеты к конечной (число Циолковского), необходимое для достижение гиперзвуковых скоростей а также (не исключено) и первой космической.
После достижения требуемой скорости (или высоты)данный двигатель можно выключить для выполнения баллистического этапа полета, прекратив подачу топлива, а затем включить (например с помощью дополнительного инициатора горения (не показан) и осуществить этап коррекции орбиты, маневра при наведении на цель или набора финишной скорости.
Обычно, выполнение этих функций требует наличия двух или трех ступеней с разными двигателями и системами управления, что усложняет конструкцию.
Предлагаемая конструкция не боится разгерметизации. Также она не критична к изменениям величины или однородности скорости горения топливных гранул в процессе хранения, т.к. скорость горения управляется скоростью его подачи в КС и может быть откорректирована за счет изменения скорости подачи. Двигатель может заправляется непосредственно перед стартом. В виду меньших требования к плотности соединений частей бункера и системы питания, а также в виду не испаряемости твердого топлива, данный двигатель менее пожароопасен, чем ЖРД, как во время хранения или заправки, так и на активном участке полета. Например, пуля или осколок снаряда перехватчика привеж к утечке топлива из бака ЖРД, и к пожару с катастрофическими последствиями. Повреждение же бункера сыпучего топлива приведет лишь к утечке топлива, которая, за короткое время активного участка полета не приведет к большой потере конечного импульса. Также, преимуществом предлагаемого двигателя является то, что он может быть разобран путем разборки бункера на отдельные кольца с целью длительного хранения или перевозки отдельно от твердого топлива, которое можно перевозить в транспортных средствах, предназначенных для обычного сыпучего груза. Кроме того, легко варьируется объем топливного бака под требуемую задачу. Для этого достаточно изменить число кольцевых секций. Обеспечивается также и быстрая замена собственно двигательной части. Т.о. обеспечивается принцип модульности и гибкости для формирования летательного аппарата под нужную скорость дальность, полезную нагрузку и сорт топлива.