Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе
DUAL-MODE SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, и может найти применение при разработке новых образцов однокамерных двухрежимных ракетных двигателей.
Существуют однорежимные (одноимпульсные), многорежимные и многоимпульсные двигательные установки. Многоимпульсные отличаются от многорежимных возможностью обеспечения паузы между режимами, а многорежимные могут быть реализованы в едином заряде (однокамерные).
Существуют различные схемы однокамерных многорежимных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), которые отличаются формой зарядов. Формы зарядов весьма разнообразны и определяются предъявляемыми к ним требованиями: величиной и характером изменения тяги, временем работы, а также характеристиками и составом выбранного топлива.
Заряды можно классифицировать по расположению горящей поверхности относительно оси двигателя, определяют 3 типа зарядов:
1. Заряды, в которых поверхности горения расположены непараллельно оси двигателя (например, торцевые). РДТТ с такими зарядами имеют высокую пассивную массу, малую тягу и длительное время работы.
2. Заряды, поверхности горения которых расположены параллельно оси двигателя. Заряды этой группы полностью исключают или наоборот имеет место постоянное обтекание продуктами сгорания внутренних поверхностей корпуса двигателя. РДТТ с такими зарядами имеют большую тягу и малое время работы.
3. Заряды, в которых поверхности горения частично не параллельны продольной оси двигателя. В большинстве случает, допускают обтекание внутренних поверхностей корпуса двигателя продуктами горения топлива. К этой категории относят заряды щелевые или с профилированными торцами.
В практической реализации РДТТ часто применяют комбинированные заряды, сочетающие разные форма зарядов.
Известен ракетный двигатель твердого топлива (патент на изобретение РФ №2152529, МПК F02K 9/08, дата публикации 10.07.2000 г.), содержащий корпус с дном и свободным объемом у дна, заряд твердого топлива, скрепленный с корпусом, с осевым каналом, сопловой блок с входным и выходным конусами, вкладыш, установленный в критическом сечении соплового блока, узел воспламенения и сопловую заглушку. Канал заряда выполнен последовательно звездообразным, цилиндрическим и коническим.
Также известен заряд ракетного двигателя (патент на изобретение РФ №2274757, МПК F02K 9/18, дата публикации 20.04.2006 г.) на смесевом металлизированном твердом топливе, содержащий корпус, защитно-крепящий слой, щелевую часть канала заряда со стороны переднего торца, переходящую в цилиндрическую часть канала заряда, при этом щелевая часть канала имеет поверхность горения, равную 1,2-1,4 от поверхности горения цилиндрической части канала заряда.
Имеется ракетный двигатель твердого топлива (патент на изобретение РФ №2298110, МПК F02K 9/18, дата публикации 20.11.2006 г.), который содержит корпус, переднее и сопловое днища, а также заряд твердого топлива, имеющий щели со стороны переднего днища двигателя. Заряд твердого топлива скреплен с корпусом защитно-крепящим слоем. Свод заряда увеличивается по направлению к сопловому днищу двигателя за счет перехода цилиндрического канала со стороны переднего днища в сужающийся в сторону соплового днища конус. Щели расположены симметричными парами с отношением углов между щелями одной пары и между смежными щелями соседних пар 0,1-0,4. Высота щелей составляет 0,3-0,7 величины полного горящего свода заряда. Длина щелей составляет 0,05-0,25 общей длины корпуса. Конструкция этого ракетного двигателя взята за прототип.
Указанные изобретения обладают некоторыми общими техническими решениями: они все являются однокамерными двигателями, содержащими комбинированный (канально-щелевой) заряд, скрепленный с корпусом защитно-крепящим слоем, при этом щелевая (или звездообразная) часть канала заряда расположена со стороны переднего днища. Такая конструкция заряда позволяет обеспечить устойчивую работу РДТТ, повысить объемное заполнение топливом его камеры сгорания, защитить его корпус от теплового воздействия и обеспечить нейтральную диаграмму его тяги. Однако, у них имеется и общий недостаток - однорежимность, т.е. невозможность обеспечить большой, свыше 5, перепад тяги в начальный и последующий период работы.
Целью предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка, а именно обеспечение двухрежимной работы РДТТ: стартового и маршевого режимов, при повышении технологичности изготовления и обеспечения надежности его работы.
Поставленная цель достигается тем, что двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднее днище с воспламенительным устройством, заднее днище с газоходом и сопловым блоком, и заряд твердого топлива с внутренним цилиндрическим каналом, имеющий щели со стороны переднего днища и скрепленный с корпусом защитно-крепящим слоем, при этом, длина щелей составляет 0,4-0,7 от полной длины заряда твердого топлива, а отношение площади горения щелевой части канала составляет 5-8 к площади горения цилиндрической части канала.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой продольного сечения двигателя, представленной на фиг. 1 и расчетной диаграммой его тяги, изображенной на фиг. 2.
Предлагаемый двухрежимный РДТТ (фиг. 1) состоит из корпуса 1, переднего днища 2 с воспламенительным устройством 3, заднего днища 4 с газоходом 5 и сопловым блоком 6, заряда твердого топлива 7, скрепленного с корпусом 1 защитно-крепящим слоем 8. Заряд 7 имеет канально-щелевую форму, при этом щелевая часть расположена в передней части двигателя, длина щелей составляет 0,4-0,7 от полной длины заряда 7, внутренний канал имеет цилиндрическую форму и имеет диаметр D, больше диаметра критического сечения сопла d (D>d).Для достижения большого перепада тяги между стартовым и маршевым режимами работы, отношение площади горения щелевой части канала должно лежать в диапазоне 5-8 к площади горения цилиндрической части канала, для чего расчетным путем подбирается количество, расположение по окружности и высота щелей.
Работа двухрежимного РДТТ, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, осуществляется следующим образом. После срабатывания воспламенительного устройства 3, образующиеся газы, воспламеняют заряд твердого топлива 7, первоначально - по щелям, а затем -по внутреннему каналу и заднему коническому торцу, тем самым формируется относительно большая площадь горения заряда, обеспечивая высокую тягу на стартовом режиме работы (часть графика 1 на фиг. 2). После выгорания части заряда в зоне щелей, горение продолжается по поверхности цилиндрического канала, коническим переднему и заднему торцам, при этом происходит разгорание и увеличение свода цилиндрического канала одновременно с уменьшением его длинны из-за выгорания заряда с торцев, тем самым обеспечивается относительно постоянная площадь горения и соответственно - нейтральная диаграмма тяги на маршевом режиме работы (часть графика 2 на фиг. 2). В этом режиме, в зоне щелевой части заряда, свободной от сгоревшего топлива образуется застойная зона, такая же зона образуется и между коническим задним торцем заряда и конусной частью соплового днища. Застойные зоны имеют пониженную, относительно основного потока, температуру и скорость истекания газов, что позволяет уменьшить тепловое и эрозионное воздействие на защитно-крепящий слой и обеспечить надежную работу двигателя.
Работоспособность предлагаемого двухрежимного ракетного двигателя на твердом топливе обоснована расчетными исследованиями и подтверждена огневыми стендовыми испытаниями.
Таким образом, предложенное техническое решение позволяет достичь поставленной цели, а именно, обеспечение двухрежимной работы РДТТ: стартового и маршевого режимов, при повышении технологичности изготовления и обеспечения надежности его работы.