Ракетный двигатель твердого топлива
SOLID FUEL ROCKET ENGINE

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях твердого топлива и автономных бортовых источниках энергии.
Известен ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), конструкция которого описана в патенте на изобретение РФ №2267024, которая содержит камеру сгорания с передним и сопловым днищами, пороховой заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель на сопловом дне, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала, с установленной на переднем дне камеры сгорания опорой из упругодеформируемого материала.
Существенным недостатком описанной конструкции является малая величина предсоплового объема, что снижает надежность запуска двигателя. Также при срабатывании воспламенителя заряд подвергается локальной сосредоточенной нагрузке, что может привести к его перекосу в пределах зазоров. В результате возможно перетекание продуктов сгорания заряда у бронированной наружной поверхности заряда, нерасчетный нагрев топлива под бронепокрытием и, как следствие, недопустимое изменение выходных характеристик двигателя.
Частично указанные недостатки устранены в конструкции ракетного двигателя твердого топлива, описанного в патенте на изобретение РФ №2527903, и принятой нами за прототип. Конструкция двигателя содержит камеру сгорания, частично бронированного порохового заряда и соплового дна. В центре соплового дна выполнена полость, сообщающаяся с торцом заряда, также в полости, размещен воспламенитель.
В конструкции прототипа обеспечена повышенная надежность воспламенения за счет того, что полость в центре соплового дна со стороны торца заряда, выполненная сообщающейся с торцом заряда, что увеличивает предсопловой объем и обеспечивает увеличение времени пребывания у поверхности заряда воспламенительного состава.
Работоспособность конструкции, принятой за прототип, надежно обеспечивается при условии сообщения полости в основном с плоским торцом заряда. Однако, в настоящее время большое распространение в ракетной технике получили однокамерные двухрежимные (разгонно-маршевые) РДТТ, в которых разгонный режим обеспечивается за счет увеличенной площади начальной поверхности горения заряда твердого ракетного топлива. В условиях ограниченных габаритов двигателя этого можно добиться за счет применения на небронированном торце развитой поверхности, в частности в виде кольцевых канавок, глухих отверстий и т.п. Применение данного конструктивного решения в сочетании с зарядом, имеющим развитую начальную поверхность горения, может привести к отрицательному результату. Это обусловлено тем, что при воздействии стартовой перегрузки от ускорителя минимизируется величина осевого зазора между опорной поверхностью соплового дна и небронированным сопловым торцом порохового заряда, перекрывая полость в сопловом дне. К тому же продукты сгорания, проходя через радиальный зазор между камерой сгорания двигателя и пороховым зарядом, попадают между опорой из упругодеформированного материала, установленной на переднем дне камеры, и бронированным торцом порохового заряда, создавая давление, дополнительно прижимающее заряд к сопловому дну ракетного двигателя. В результате из-за минимального осевого зазора существует опасность запирания газового потока в районе полости в центре соплового дна и глухих полостях заряда, вследствие недостаточной площади проходного сечения для перетекания продуктов сгорания от торца пороховой шашки в предсопловой объем ракетного двигателя. Это может привести к нерасчетному подъему давления в глухих полостях заряда и, как следствие, к его разрушению. Кроме того, в процессе полета ракеты на заряд могут воздействовать боковые перегрузки, которые приводят к некоторому перекосу заряда внутри камеры сгорания, что влечет образование неравномерного осевого зазора между торцом пороховой шашки и опорной поверхностью соплового дна. В этом случае истечение продуктов сгорания из полости в предсопловой объем будет также неравномерным и может привести к образованию нежелательного эксцентриситета тяги двигателя, что неблагоприятно скажется на динамике полета ракеты.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования ракетного двигателя твердого топлива с пороховым зарядом, имеющим развитую начальную поверхность горения.
Решение поставленной задачи достигается ракетным двигателем твердого топлива, состоящим из камеры сгорания, частично бронированного порохового заряда и соплового дна, в центре которого выполнена полость, сообщающаяся с торцом заряда, при этом новым является то, что в стенке, разделяющей полость и объем между зарядом и сопловым дном, выполнены равномерно распределенные по ее поверхности газоводные каналы, соединяющие полость с объемом между зарядом и сопловым дном.
Суммарная площадь проходного сечения газоводных каналов определяется из соотношения:
где:
кан
2
F - суммарная площадь проходного сечения газоводных каналов, м;
1
2
S - площадь поверхности горения порохового заряда, ограниченная габаритами полости, м;
кр
2
F - площадь критического сечения сопел ракетного двигателя твердого топлива, м;
г
2
S - площадь начальной поверхности горения порохового заряда, м.
Кроме того, часть данных газоводных каналов выполнена в плоскости сопел.
Благодаря тому, что полость и объем между зарядом и сопловым дном, соединены газоводными каналами, происходит беспрепятственное истечение продуктов сгорания порохового заряда от части поверхности горения, ограниченной габаритами полости, в предсопловой объем и исключается создание повышенного давления в полостях заряда, предотвращая его разрушение.
Равномерное распределение газоводных каналов по поверхности стенки, разделяющей полость и объем между зарядом и сопловым дном, обеспечивает равномерное истечение из нее продуктов сгорания в предсопловой объем, предотвращая образование эксцентриситета тяги двигателя.
Выполнение части газоводных каналов в плоскости сопел двигателя направляет часть продуктов сгорания непосредственно в сопла, что дополнительно снижает вероятность возникновения эксцентриситета тяги двигателя.
Выполнение газоводных каналов размерами, определяемыми соотношением (1) обеспечивает докритическую скорость потока продуктов сгорания вдоль горящей поверхности порохового заряда, предотвращая его эрозионное горение и обеспечивая расчетный режим функционирования двигателя.
Представленное техническое решение проиллюстрировано графическими материалами, где на фиг. 1 представлен продольный разрез ракетного двигателя, а на фиг. 2 - поперечный разрез.
Ракетный двигатель твердого топлива включает в себя камеру сгорания 1, частично бронированный пороховой заряд 2, сопловое дно 3 с опорной поверхностью 4. В сопловом дне 3 со стороны торца порохового заряда 2 выполнена полость 5, сообщающаяся с объемом 6 между зарядом и сопловым дном 3 посредством газоводных каналов 7, выполненных в стенке 8, разделяющей полость 5 и объем 6 между зарядом 2 и сопловым дном 3. Часть газоводных каналов 7 выполнена в плоскости сопел 9.
Предлагаемая конструкция ракетного двигателя работает следующим образом.
Под воздействием стартовой перегрузки пороховой заряд 2 перемещается в сторону соплового дна 3 до упора в опорную поверхность 4. При срабатывании двигателя происходит зажжение небронированной поверхности заряда 2, продукты сгорания которого заполняют свободный объем камеры сгорания 1. При этом, продукты сгорания от части поверхности горения 10, ограниченной габаритами полости 5 в сопловом дне 3 через газоводные каналы 7 беспрепятственно истекают в объем 6 между зарядом 2 и сопловым дном 3, а через газоводные каналы, расположенные в плоскости сопел 9 - непосредственно в сопла, предотвращая образование повышенного давления в полостях 11 заряда 2 и эксцентриситет тяги двигателя
Таким образом, предлагаемая конструкция ракетного двигателя твердого топлива обеспечивает повышение надежности его функционирования.