РЕГУЛИРУЕМЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
ADJUSTABLE SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах.
Известен ракетный двигатель твердого топлива (патент РФ №2148726, кл. F02K 9/86, 1999), состоящий из заряда в виде топливной шашки, сверхзвукового сопла с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом шашки, и направляющей, закрепленной на дне корпуса со стороны, противоположной соплу. Конструкция осуществляет автоматическую настройку сопла в соответствии с начальной температурой горения твердого топлива, что обеспечивает устойчивую работу стабилизатора тяги с замкнутым управлением по давлению в камере сгорания и ускорению ракеты, уменьшающего разброс тяги двигателя при разбросе параметров твердого топлива.
Существенным недостатком данной конструкции является значительное увеличение давления в камере сгорания при большой глубине регулирования и усложнение конструкции двигателя.
Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива (патент РФ №2134814, кл. F02K 9/08, 1999), содержащая корпус, сопло, заряд, устройство воспламенения, узел гидрогашения, дифференциальный поршень, зафиксированный замком фиксации. В данной конструкции управляющий клапан, открывая и перекрывая в нужные моменты каналы (являющиеся устройством впрыска), вместе с обратным клапаном обеспечивают автоматическую работу узла гидрогашения: гашение и перезарядку (т.е. возврат узла гидрогашения в исходное положение), позволяя тем самым производить многократное гашение.
Существенным недостатком данной конструкции являются большие динамические нагрузки (удар) на элементы узла гидрогашения дифференциальным поршнем, разогнанным до огромной скорости (что неизбежно требуется для осуществления впрыска за 0,003 с).
Также известен ракетный двигатель твердого топлива с гидрорегулированием, конструкция которого приводится в литературе (В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов, А.И.Тодощенко, В.Л.Попов, Б.Ф.Потапов, В.В.Севастьянов, С.Г.Ярушин. /Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. Управляемые энергетические установки на твердом топливе. М.: Машиностроение, 2003 г. (стр.154)), содержащий заряд твердого топлива с выполненным внутри цилиндрическим каналом, соединенным через специальный регулирующий клапан с дополнительной камерой. Канал заполнен жидким хладагентом (например, спиртом, керосином, минеральным маслом, водой), который под влиянием давления в камере сгорания двигателя выдавливается из каналов через регулирующий клапан с определенной скоростью. Выдавливая хладагент из канала, горячие продукты сгорания проникают в освободившуюся полость канала и поджигают стенки каналов, в результате чего торцевая горящая поверхность заряда преобразуется в коническую. Скорость сгорания вдоль стенок канала заряда определяется скоростью выдавливания хладагента из каналов, и ее можно регулировать в достаточно широком диапазоне. Для регулирования не нужен дополнительный источник питания: движение хладагента осуществляется за счет энергии самого ракетного двигателя твердого топлива. К недостаткам такой системы относятся:
- трудности обеспечения совместимости хладагента и заряда твердого топлива при выполнении гарантийных сроков хранения;
- конструктивные сложности, связанные с реализацией надежной защиты каналов заряда от «проскока» пламени из камеры сгорания во время работы ракетного двигателя твердого топлива;
- не обеспечивается рациональное формирование поверхности горения, исключающее повышение на переходном режиме текущего значения площади горящей поверхности над заданным значением площади поверхности горения после выхода ракетной двигательной установки на установившийся режим.
Наиболее близким является регулируемый ракетный двигатель твердого топлива (патент РФ №2323364, кл. F02K 9/92, 2006), содержащий камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину, узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, и узел гидрогашения. Камера сгорания содержит установленный в ее днище воспламенитель и датчик температуры. Узел гидрогашения содержит форсунку, датчик расхода, электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента. На штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения. В конструкцию двигателя также входят датчики обратной связи, связанные с бортовой электронной вычислительной машиной. Изобретение позволяет регулировать величину тяги ракетного двигателя твердого топлива и обеспечить надежное его выключение.
Существенным недостатком данного двигателя является использование в узле гидрогашения порохового аккумулятора давления, время выхода на режим которого составляет не менее 0,03-0,1 с. Так как это время на порядок больше потребного (0,003 с), впрыск первой порции жидкого хладагента за 0,003 с посредством порохового аккумулятора давления труднореализуем, т.е. в первый момент времени не обеспечивается потребный расход впрыска жидкого хладагента. А это в свою очередь или делает невозможным гашение, что не позволяет осуществлять глубокое управление модулем тяги ракетной двигательной установки, или вызывает необходимость иметь на борту существенно (в десятки раз) большую массу хладагента.
Технической задачей настоящего изобретения является обеспечение глубокого управления модулем тяги ракетного двигателя твердого топлива с наименьшим временем задержек и расходным материалом, осуществляемое за счет обеспечения рационального формирования поверхности горения, исключающего повышение на переходном режиме текущего значения площади горящей поверхности над заданным значением площади поверхности горения после выхода ракетной двигательной установки на установившийся режим, что позволяет устранить забросы давления в камере, и за счет обеспечения возможности использования части продуктов сгорания топливного заряда в качестве вытесняющего компонента в пневмогидравлической системе подачи хладагента.
Поставленная задача достигается тем, что регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления (ДД1), вмонтированный в камеру сгорания, датчики обратной связи (ДОС), бортовую электронную вычислительную машину (БЭВМ), узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, на штоке которого установлен датчик перемещения (ДП), узел гидрогашения, в состав которого входит форсунка, датчик расхода (ДР1), электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор и датчик давления (ДД2) жидкого хладагента, с установленным в днище камеры сгорания воспламенителем, в отличие от прототипа содержит заряд с каналами, заполненными таким же жидким хладагентом, вытесняемым поршнями со скоростью, задаваемой первым управляемым регулятором расхода, снабжен датчиком расхода (ДР2) и делителями потока, предназначенными для равномерного слива хладагента из каналов и рационального формирования поверхности горения, а также имеет дополнительный отвод со вторым управляемым регулятором расхода для отбора части газа из камеры сгорания в узел гидрогашения.
Сущность изобретения поясняется чертежом. На фиг. приведена схема регулируемого ракетного двигателя твердого топлива.
Регулируемый ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1 с размещенным в ней зарядом твердого топлива 2 с каналами 3, заполненными хладагентом, вытесняемым за счет поршней 4, первый управляемый регулятор расхода 5, сопло 6, узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм 7, на штоке которого установлен датчик перемещения 8, узел гидрогашения 9, делители потока 10, предназначенные для равномерного слива жидкости из каналов и рационального формирования поверхности горения, воспламенитель 11, расположенный в днище камеры сгорания, дополнительный отвод со вторым управляемым регулятором расхода 12, для отвода части продуктов сгорания из камеры в узел гидрогашения, датчик давления 13, вмонтированный в камеру сгорания, и датчик расхода 14, расположенный на сливной магистрали, а также датчики давления жидкого хладагента 15 и расхода узла гидрогашения 16 и датчики обратной связи 17, 18 и 19. Все датчики подсистемы связаны с бортовой электронной вычислительной машиной 20.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
После запуска бортовая электронная вычислительная машина 20, работающая по заданному алгоритму, принимает показания с датчика давления 13, расположенного в камере сгорания 1, и сравнивает полученное значение с заданным, затем по заданному закону подает команду на изменение степени открытия или, в случае необходимости, закрытия первого управляющего регулятора расхода 5, изменяя тем самым расход хладагента из каналов 3 топливного заряда 2, и внося определенную коррекцию в процесс формирования поверхности горения твердого топлива, и устраняя образовавшееся рассогласование значений давления путем изменения газоприхода в камеру сгорания. Значение расхода хладагента фиксируется датчиком расхода 14, а синхронизация движения поршней 4 в каналах 3 обеспечивается за счет установленных на магистрали делителей потока 10. Для обеспечения большой глубины регулирования модуля тяги (секундного расхода) с бортовой электронной вычислительной машины 20 сигнал подается также на исполнительный механизм узла управления тягой 7, изменяя тем самым площадь критического сечения сопла и секундный расход газов через сопло 6, перемещение штока фиксируется датчиком перемещения 8. При возникновении необходимости полной остановки работы двигателя с бортовой электронной вычислительной машины 20 на второй управляемый регулятор расхода 12, расположенный на дополнительном отводе, связывающем камеру сгорания ракетного двигателя с узлом гидрогашения, подается электрический сигнал, в результате которого происходит его открытие и истечение части продуктов сгорания в узел гидрогашения 9, где под действием продуктов сгорания происходит вытеснение хладагента в камеру сгорания.
Таким образом, предлагаемое техническое решение по сравнению с ближайшим аналогом позволяет осуществлять глубокое управление модулем тяги ракетного двигателя твердого топлива с наименьшим временем задержек и расходным материалом, осуществляемое за счет обеспечения рационального формирования поверхности горения, исключающего повышение на переходном режиме текущего значения площади горящей поверхности над заданным значением после выхода ракетной двигательной установки на установившийся режим, что позволяет устранить забросы давления в камере, и за счет обеспечения возможности использования части продуктов сгорания топливного заряда в качестве вытесняющего компонента в пневмогидравлической системе подачи хладагента, что делает систему наиболее оптимальной по массогабаритным характеристикам.