ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
TWO-MODE SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет.
Известен двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (патент России №2187683, МПК F02K 9/30 от 17.05.2000 г.), содержащий корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива стартового режима и камеру сгорания с зарядом твердого топлива маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку, содержащую центральное отверстие и, по меньшей мере, одно запальное отверстие, сопловой блок, содержащий сверхзвуковое сопло стартового режима и, по меньшей мере, одно сверхзвуковое сопло маршевого режима.
В каждое запальное отверстие перегородки между камерами сгорания заключена металлическая заглушка, содержащая со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав. Заглушка может быть выполнена в виде втулки с инициирующим составом, в виде штыря либо в виде металлической пластины.
Основным недостатком указанного выше двигателя является наличие газохода маршевого режима. Во-первых, газоход занимает значительный объем стартовой камеры, уменьшая массу стартового заряда, во-вторых, усложняет конструкцию, подвергаясь двухстороннему тепловому и эрозионному воздействию.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту является двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (патент России №2272927, МПК F02K 9/28 от 30.07.2004 г.), содержащий корпус, последовательно установленные в нем, разделенные днищем заряды первого и второго режима, узлы инициирования, сопло.
Днище выполнено в виде эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программированного разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима.
Недостатком этого устройства является следующее.
Применение эластичного рукава для случая заряда второго режима сложной формы, например со щелевыми каналами, практически сложно осуществимо в связи с тем, что эластичный рукав на первом режиме работы двигателя, находясь под давлением, будет стремиться повторить форму заряда второго режима, а это может привести к разрушению рукава.
Целью изобретения является повышение надежности двигателя.
Поставленная цель достигается тем, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми канальными зарядами, разделительное днище, устройство вскрытия днища, сопло, устройство вскрытия выполнено в виде симметрично расположенных относительно продольной оси двигателя на днище сферических перфорированных заглушек, выгнутых в сторону маршевой камеры, причем со стороны стартовой камеры заглушка взаимодействует с тонкостенной мембраной, повторяющей форму заглушки, герметично закрепленной по периферии на заглушке и имеющей теплозащитное покрытие, при этом заглушка расположена напротив канала порохового заряда маршевой камеры, а размер перфорации выбирается исходя из следующих соотношений:
2
кр
nπR≥2,5S
ср
кс
2δ(τ)>P·R·K,
где n - число перфораций в заглушках;
R - радиус перфорации;
кp
S - площадь критического сечения сопла;
δ - толщина мембраны;
ср
τ - допустимое напряжение на срез материала мембраны;
кс
Р - давление в стартовой камере;
К - коэффициент запаса прочности.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид устройства, на фиг.2 и 3 - взаимное расположение заглушек и щелевых каналов, на фиг.4 - конструкция заглушки.
Двигатель содержит корпус 1, камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3, обеспечивающим стартовый режим, камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом 5, обеспечивающим маршевый режим. В заряде 5 выполнены щелевые каналы 6 (фиг.2).
Камеры 2, 4 стартового и маршевого режимов разделены днищем 7. На днище напротив щелевых каналов 6 установлены перфорированные силовые заглушки 8, выгнутые в сторону маршевой камеры 4. На заглушках имеются перфорации 9 (фиг.4), выполненные радиусом R. Со стороны стартовой камеры 2 на силовой заглушке 8 (фиг.4), повторяя ее форму, расположена тонкостенная мембрана 10 с теплоизоляцией 11.
кр
Для истечения продуктов сгорания стартовой и маршевой ступени используется одно сопло 12 с площадью критического сечения S.
Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. Включение стартовой и маршевой ступени производится последовательно. При включении стартовой камеры давление продуктов сгорания стремится продавить тонкостенную мембрану через перфорацию, создавая максимальные напряжения в мембране по периметру перфорации.
Условия прочности мембраны, используя известные зависимости, можно записать следующим образом:
ср
кс
2δ(τ)>P·R·K,
где δ - толщина мембраны;
ср
(τ) - допустимое напряжение на срез материала мембраны;
кс
Р - давление в стартовой камере;
R - радиус перфорации;
К - коэффициент запаса прочности.
Таким образом, при работе стартовой камеры для предотвращения вскрытия мембраны расчетной принимается нагрузка от воздействия давления на локальный участок мембраны, соответствующий площади одной перфорации.
Это обстоятельство допускает применить для герметизации тонкостенную мембрану.
При включении маршевой камеры продукты сгорания, проникая через перфорации, воздействуют на мембрану по всей ее площади, вскрывают ее и, проникая в стартовую камеру, истекают через сопло.
Здесь следует отметить два обстоятельства. Для обеспечения стабильности выхода маршевой камеры на режим вскрытие мембран должно происходить одновременно. Это условие выполняется взаимным расположением заглушек и щелевых каналов - напротив. При таком расположении продукты сгорания, протекающие по каналу, более равномерно воздействуют на мембраны. Давление вскрытия мембран становится более стабильным.
Другим обстоятельством, влияющим на работу двигателя, является обеспечение «прозрачности» перфорированной заглушки для продуктов сгорания маршевой камеры. Другими словами, суммарная площадь перфораций в заглушках должна обеспечивать дозвуковое истечение продуктов сгорания через заглушки.
В практическом проектировании отношение проходного сечения камеры к площади критического сечения выбирают в соотношении 2,5:1.
Таким образом, для случая проходного сечения в виде перфораций зависимость принимает вид:
2
кр
nπR≥2,5S,
где n - суммарное число перфораций в заглушках;
R - радиус перфораций;
кр
S - площадь критического сечения сопла.
Предложенное техническое решение позволяет повысить надежность двигателя путем применения простых конструктивных решений.