ДВУХИМПУЛЬСНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
DOUBLE-PULSE SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива.
В настоящее время существует повышенный интерес к двухимпульсным ракетным двигателям твердого топлива с паузой между режимами работы. В таком двигателе реализуется оптимальное распределение энергии по времени работы (многорежимность, паузы между режимами). Эффективность применения такого типа двигателя хорошо прослеживается на примере авиационных ракет класса «воздух-воздух», где однорежимные РДТТ (I поколение) были заменены вначале на многорежимные, в основном, двухрежимные (II поколение) с изменяемым вектором тяги, дальность полета ракеты увеличилась до 30÷50%. Затем между режимами работы была организована пауза - двухрежимным ракетным двигателям твердого топлива с паузой между режимами работы (двухимпульсный РДТТ) (III поколение) с приростом дальности полета ракеты еще на 30÷50%.
Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива по патенту US №4999997, МПК F02K 9/04. Недостатком такой конструкции является наличие удлиненного теплового барьера, а также наличие сложного устройства для его закрепления и вскрытия, что приводит к понижению коэффициента массового совершенства РДТТ и снижает надежность двигателя из-за сложности конструкции. При воспламенении заряда второго режима тепловой барьер, соприкасаясь с поверхностью топлива, способствует неравномерному воспламенению горящей поверхности, следовательно, приводит к нерасчетному режиму работы заряда и к значительному увеличению разбросов внутрибаллистических параметров двигателя, также тепловой барьер вместе с элементами крепления выбрасывается через сопло, что ограничивает область применения такого двигателя.
Известна конструкция заряда твердого топлива для ракетного двигателя с двумя и более ступенями тяги по патенту RU №2131053, МПК F02K 9/12. Недостатком указанной конструкции является трудность обеспечения стабильности горения разделяющей шашки, так как ее горение происходит на режиме спада давления в камере сгорания заряда первого режима, к тому же горение дигрессивных остатков топлива оказывает существенное влияние на горение разделяющей шашки. Все эти факторы приводят к сложно прогнозируемому горению разделяющей шашки (разделительной перегородки), что не позволяет надежно отсекать тягу между режимами работы ракетного двигателя и приводит к нерасчетному режиму работы заряда второго режима, а следовательно, к значительному увеличению разбросов внутрибаллистических параметров.
Известны конструкции ракетного двигателя твердого топлива по патентам RU №2347931, МПК F02K 9/28, RU №2272927, МПК F02K 9/28, RU №2343302, МПК F02K 9/28. Недостатком указанных конструкций является наличие теплоизолирующего рукава, требующего сложную систему воспламенения, приводящую к большим разбросам времени выхода на режим. При воспламенении заряда второго режима теплоизолирующий рукав способствует неравномерному воспламенению горящей поверхности, следовательно, приводит к нерасчетному режиму работы заряда и к значительному увеличению разбросов внутрибаллистических параметров ракетного двигателя. Разрушение теплоизолирующего рукава и последующий выброс его через сопло ограничивает область применения такого двигателя.
Конструкция по патенту RU №2343302, МПК F02K 9/28, заявка 2007109036/06 от 12.03.2007 г., опубликована 10.01.2009 г. принимается авторами за прототип.
Задачей настоящего изобретения является оптимизация распределения энергии по времени работы двухимпульсного ракетного двигателя твердого топлива и повышение надежности его работы.
Для оптимизации энергии по времени работы ракетного двигателя необходимо обеспечить минимальное отклонение времени задержки между режимами работы ракетного двигателя, обеспечить закон горения заряда второго режима, близкого к «нейтральному». Закон горения, близкий к «нейтральному», позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя и обеспечить стабильные тяговые характеристики ракетного двигателя, следовательно, повысить надежность ракетного двигателя.
б
б
м
м
Технический результат достигается за счет того, что двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива (фиг.1) содержит переднее днище 1, корпус 5, последовательно установленные в нем заряды второго 3 и первого режима 6, воспламенители 2, разделительную перегородку 4, сопло 7. Заряд второго режима (фиг.2) представляет собой канально-щелевой заряд, у которого щелевые вырезы выполнены попарно так, что расположенные напротив друг друга щелевые вырезы имеют разную длину, причем длина длинного щелевого выреза l составляет 0,25÷0,35 длины заряда L [l=(0,25÷0,35)L], длина короткого щелевого выреза l составляет 0,10÷0,20 длины заряда L [l=(0,10÷0,20)L], высота щелевых вырезов h одинакова и составляет 0,60÷0,80 толщины горящего свода е [h=(0,60÷0,80)е].
Двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива работает по следующему принципу. Часть корпуса 5 от разделительной перегородкой 4 до сопла 7 образует камеру сгорания заряда первого режима, другая часть корпуса 5 от переднего днища 1 до разделительной перегородкой 4 образует камеру сгорания заряда второго режима. После срабатывания воспламенителя 2 заряда первого режима происходит воспламенение заряда первого режима 6, продукты сгорания истекают через сопло 7. После работы заряда первого режима 6 срабатывает воспламенитель 2 заряда второго режима и происходит воспламенение заряда второго режима 3, продукты сгорания истекают через камеру сгорания заряда первого режима и сопло 7.
cp
б
м
Кривая поверхности горения S предлагаемого канально-щелевого заряда от свода 6 представлена на фиг.3. Как видно из графика, функция поверхности горения от свода S(e) практически совпадает со средней поверхностью горения S (закон горения, близкий к «нейтральному»). На ПЭВМ были проведены расчеты 20 зарядов в диапазоне калибра 1÷6 с варьированием по всем трем параметрам и учетом из взаимного влияния (l, l, h). Результаты показывают, что предлагаемая конструкция заряда позволяет получить придельное отклонение поверхности горения ΔS на уровне 3,0÷6,0% (для сравнения, для заряда с равными щелями на уровне 5,0÷10,0%). По результатам расчета были подобраны оптимальные диапазоны параметров, увеличение или уменьшение диапазонов хотя бы по одному из параметров приводит к увеличению предельного отклонения поверхности горения от среднего значения.
Для обеспечения минимального отклонения времени задержки между режимами работы ракетного двигателя, заряд второго режима должен воспламеняться как можно быстрее, т.е. цепочка воспламенения должна включать в себя минимум элементов. Предлагаемая конструкция ракетного двигателя в сравнении с прототипом исключает один элемент (теплоизолирующий рукав), следовательно, повышается надежность воспламенения и уменьшается разброс времени выхода на режим, затрачивается меньше энергии на воспламенение заряда.
Такая конструкция двухимпульсного двигателя твердого топлива обеспечивает оптимальное распределение энергии по времени работы ракетного двигателя, оптимальное распределение энергии заряда второго режима (стабильные тяговые характеристики ракетного двигателя), повышает надежность ракетного двигателя.