СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE NOZZLE

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) реактивных снарядов систем залпового огня.
Сопла РДТТ реактивных снарядов систем залпового огня предназначены не только для создания тяги, но и для размещения герметизирующее-пусковых устройств (ГПУ).
Основными требованиями к ГПУ являются герметизация РДТТ при эксплуатации, надежный запуск РДТТ при минимальной задержке воспламенения его заряда, что необходимо для обеспечения высокого темпа стрельбы при залпе.
Известны сопла, содержащие дозвуковую и сверхзвуковую части и ГПУ, включающее корпус и сопловую заглушку (см. книгу Ерохина Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ. М., «Машиностроение», 1991 г., стр.318, рис.12.7).
Задачей данного технического решения являлось разработка сопла РДТТ с ГПУ, размещенным внутри него.
Общими признаками с предлагаемым техническим решением является наличие в нем сопла с сверхзвуковой и дозвуковой частями и опоры (элементов крепления ГПУ в сопле РДТТ).
Однако данная конструкция сопла с ГПУ имеет недостаток, заключающийся в том, что она не обеспечивает стабильность воспламенения заряда РДТТ ввиду возможности перекоса ГПУ при его работе в сопле РДТТ, что приводит к разбросу параметров струи продуктов сгорания воспламенителя, распространяющихся в канале заряда РДТТ.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является сопло, содержащее корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, ГПУ с осевой форсажной трубкой и опорой (тарель, втулка, кольцо) для крепления их в сопле РДТТ (см. патент РФ №2279564 от 23.06.05), принятый за прототип.
Как видно из этого технического решения, конструкция сопла позволяет обеспечить отсутствие перекоса форсажной трубки при срабатывании воспламенителя, чем достигается истечение струи продуктов сгорания в канал заряда двигателя, а следовательно, и повышение стабильности внутрибаллистических и энергетических характеристик при выходе РДТТ на режим.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание сопла РДТТ с ГПУ и форсажной трубкой, позволяющего повысить стабильность внутрибаллистических характеристик.
Однако при применении данной конструкции сопла для воспламенения зарядов РДТТ большого относительного удлинения в ряде опытов были экспериментально установлены недопустимо большие задержки воспламенения зарядов и разбросы времени выхода РДТТ с данными зарядами на режим, не отвечающие современным требованиям, предъявляемым к реактивным снарядам систем залпового огня, поскольку не позволяют выполнить требования по темпу стрельбы.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в прототипе корпуса, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, ГПУ с форсажной трубкой и опорой для крепления его в сопле РДТТ.
В отличие от прототипа в предлагаемом сопле ракетного двигателя твердого топлива:
- в форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии не более 3D от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки, плоский турбулизатор с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции,
<mrow><mi>D</mi><mo>=</mo><msqrt><mrow><mfrac><mrow><mn>4</mn><msub><mi>S</mi><mi>Σ</mi></msub></mrow><mi>π</mi></mfrac></mrow></msqrt></mrow>
где
- диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки;
Σ
S - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки;
- накладка снабжена одним или несколькими отверстиями;
- выходное сечение форсажной трубки выполнено в виде нескольких отверстий.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является снижение времени задержки воспламенения заряда РДТТ, разбросов времени выхода двигателя на режим и разброса тяги в начальный момент его работы.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном сопле, содержащем корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой, особенность заключается в том, что:
- в форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии не более 3D от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки, плоский турбулизатор с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции,
<mrow><mi>D</mi><mo>=</mo><msqrt><mrow><mfrac><mrow><mn>4</mn><msub><mi>S</mi><mi>Σ</mi></msub></mrow><mi>π</mi></mfrac></mrow></msqrt></mrow>
где
- диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки;
Σ
S - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки;
- накладка снабжена одним или несколькими отверстиями;
- выходное сечение форсажной трубки выполнено в виде нескольких отверстий.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:
<mrow><mi>D</mi><mo>=</mo><msqrt><mrow><mfrac><mrow><mn>4</mn><msub><mi>S</mi><mi>Σ</mi></msub></mrow><mi>π</mi></mfrac></mrow></msqrt></mrow>
Σ
- установки в форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии не более 3D от выходного сечения плоского турбулизатора с одним или несколькими отверстиями, где
- диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки, а S - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки - обеспечить резкое увеличение степени турбулентности продуктов сгорания в форсажной трубке, а следовательно интенсифицировать теплообмен продуктов сгорания, истекающих в канал заряда ракетного двигателя, с поверхностью заряда большого удлинения по всей длине канала, резко снижая тем самым время задержки воспламенения заряда. При увеличении расстояния свыше 3D уменьшается степень турбулентности продуктов сгорания в форсажной трубке в районе выходного сечения;
- установки плоского турбулизатора на жестких установочных элементах, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки, - обеспечить требуемые параметры турбулентности, теплообмена газового потока, а также соосность его положения вдоль продольной оси форсажной трубки. Это позволяет обеспечить равномерный симметричный поток продуктов сгорания, уменьшить разброс времени выхода ракетного двигателя на режим и разброс тяги в начальный момент его работы;
- размещения на передней торцевой поверхности турбулизатора накладки из материала с низкой температурой абляции - обеспечить эффективное охлаждение его и других конструктивных элементов форсажной трубки при обтекании высокотемпературными продуктами сгорания, предотвратить несимметричный разгар отверстия выходного сечения форсажной трубки, исключить возможность несимметричного истечения продуктов сгорания из форсажной трубки и уменьшить время задержки воспламенения заряда РДТТ;
- выполнения накладки с одним или несколькими отверстиями - обеспечить надежность ее функционирования в начальный момент времени при воспламенении заряда форсажной трубки, обеспечить равномерность скоростного поля продуктов сгорания, повысить надежность тепловой защиты турбулизатора;
- в случае выполнения выходного сечения форсажной трубки в виде нескольких отверстий - обеспечить увеличение степени турбулентности продуктов сгорания форсажной трубки, интенсифицировать теплообмен продуктов сгорания, истекающих в канал заряда ракетного двигателя, с поверхностью заряда по всей длине канала при увеличении диаметра заряда ракетного двигателя, резко снижая тем самым время задержки воспламенения заряда.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяют сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизна».
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствию критерию «изобретательский уровень».
<mrow><mi>D</mi><mo>=</mo><msqrt><mrow><mfrac><mrow><mn>4</mn><msub><mi>S</mi><mi>Σ</mi></msub></mrow><mi>π</mi></mfrac></mrow></msqrt></mrow>
Σ
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлена схема сопла ракетного двигателя твердого топлива. Предлагаемое сопло содержит корпус 1, дозвуковую 2 и сверхзвуковую 3 части сопла, герметизирующее-пусковое устройство 4 с форсажной трубкой 5, которое посредством опоры 9 установлено в сверхзвуковой части 3 сопла внутри корпуса 1. В форсажной трубке 5 перпендикулярно ее оси на расстоянии L не более 3D от выходного сечения А установлен плоский турбулизатор 6, например в виде диска, кольца и т.п., выполненный с одним или несколькими отверстиями, где
- диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки 5, S - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки 5.
Турбулизатор 6 установлен на жестких установочных элементах 7, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки 5. На передней торцевой поверхности турбулизатора 6 закреплена накладка 8 из материала с низкой температурой абляции.
Предложенное устройство функционирует следующим образом.
До запуска ракетного двигателя герметизирующее-пусковое устройство 4 с форсажной трубкой 5 посредством опоры 9 закреплено в частях 2 и 3 сопла внутри корпуса 1. При запуске ракетного двигателя продукты сгорания движутся по форсажной трубке 5 в направлении выходного сечения А, имеющего одно или несколько отверстий. При обтекании турбулизатора 6 резко увеличивается турбулентность продуктов сгорания на выходе из форсажной трубки 5, что приводит к интенсификации теплообмена с продуктами сгорания заряда ракетного двигателя по всей длине канала большого относительного удлинения, чем достигается снижение времени задержки воспламенения заряда и разбросы данной величины, а следовательно обеспечивается требуемый темп стрельбы реактивными снарядами.
За счет установки турбулизатора 6 посредством жестких установочных элементов 7 на заданном расстоянии L от выходного сечения А форсажной трубки 5 обеспечиваются требуемые параметры турбулентности, теплообмена газового потока, а также соосность его положения вдоль продольной оси форсажной трубки 5. Это позволяет обеспечить равномерный симметричный поток продуктов сгорания, уменьшить разброс времени выхода ракетного двигателя на режим и разброс тяги в начальный момент его работы.
При воздействии продуктов сгорания на накладку 8 происходит абляция ее материала и перемещение продуктов вдоль стенок форсажной трубки 5, создавая низкотемпературный пристеночный слой, предотвращающий несимметричный разгар отверстия выходного сечения А форсажной трубки 5. За счет этого исключается несоосность струи продуктов сгорания форсажной трубки 5 и канала заряда РДТТ, а следовательно, снижаются разбросы времени воспламенения.
Выполнение сопла в соответствии с изобретением позволило снизить разброс внутрибаллистических параметров в период выхода двигателя на режим, разброс тяги в начальный момент работы, обеспечить снижение задержки воспламенения заряда двигателя, разбросы скорости схода снарядов с направляющих пусковой установки и темпа стрельбы.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с изобретением.
В настоящее время разработана конструкторская документация на предлагаемое сопло ракетного двигателя, проведены летные испытания, намечено серийное производство.