Способ работы двухрежимного реактивного двигателя
METHOD OF OPERATION OF DUAL-MODE JET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям.
Двухрежимный реактивный двигатель - двигатель, имеющий два режима работы: первый режим - при повышенном давлении и второй режим при пониженном давлении в камере сгорания.
Двухрежимные реактивные двигатели могут быть, в частности, ракетными двигателями твердого топлива (РДТТ), ракетно-прямоточными двигателями (РПД) интегральной схемы, у которых заряд стартового двигателя не имеет собственного корпуса и размещен в камере сгорания маршевого двигателя, в которой дожигаются продукты неполного сгорания заряда последнего. В указанных типах двигателей стенка камеры сгорания - суть стенка корпуса двигателя. Ее толщина остается постоянной на обоих режимах работы двигателя.
Известны способы работы двухрежимных РДТТ, приведенные в описаниях к патентам РФ №№2379539 (опубл. 20.01.2010 г.), 2435979 (опубл. 10.12.2011 г.), каждый из которых включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.
Недостатком известных способов работы двухрежимного РДТТ является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.
Известен способ работы двухрежимного РПД (Б.В. Орлов, Г.Ю. Мазинг, А.Л. Рейдель, М.Н. Степанов, Ю.И. Топчеев Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей для беспилотных летательных аппаратов - М.: Машиностроение, 1967, с. 14-15), включающий работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.
Недостатком известного способа работы двухрежимного РПД является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.
Наиболее близким к заявляемому техническому решению является способ работы двухрежимного РДТТ, приведенный в описании к патенту РФ №2362036 (опубл. 20.09.2009 г.), включающий работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.
Недостатком прототипа является низкая баллистическая эффективность летательного аппарата (ракеты), в конструкции которого использован такой двигатель, обусловленная избыточной толщиной стенки камеры сгорания при работе двигателя на втором режиме, что увеличивает его пассивный вес.
На втором режиме работы двигателя давление газов в камере сгорания существенно ниже, чем на первом. При этом толщина стенки камеры сгорания остается неизменной, определенной из условия работы двигателя на первом режиме при повышенном давлении.
Задачей предлагаемого технического решения является создание способа работы двухрежимного реактивного двигателя с расширенными эксплуатационными возможностями, пригодного как для РДТТ, так и РПД, обеспечивающего повышение баллистической эффективности летательного аппарата за счет снижения пассивного веса двигателя путем создания условий, позволяющих уменьшить толщину стенки камеры сгорания на втором режиме работы.
Поставленная задача решается заявляемым способом работы двухрежимного реактивного двигателя, включающим работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания. Особенность заключается в том, что цилиндрическую часть корпуса камеры сгорания оснащают наружной коаксиальной оболочкой, обеспечивают ее неподвижное положение относительно корпуса путем временного скрепления с ним в краевых зонах оболочки на первом режиме работы двигателя, и осуществляют сбрасывание оболочки с сохранением ее целостности при переходе на второй режим работы.
Проведенный анализ уровня техники показывает, что заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя отличается от прототипа и аналогов возможностью оптимизации толщины стенки камеры сгорания в процессе работы двигателя за счет совместной работы корпуса и коаксиальной оболочки, обеспечивающих работоспособность двигателя на первом режиме работы, и наличия операции сбрасывания коаксиальной оболочки при переходе на второй режим работы.
В уровне техники отсутствует способ работы двухрежимного реактивного двигателя, в котором бы имело место предложенное сочетание существенных признаков, но именно такое сочетание обусловило решение поставленной задачи.
Предложенное техническое решение иллюстрируется графическими изображениями.
На фиг. 1 представлен продольный разрез двухрежимного РДТТ с канально-щелевым зарядом. На первом режиме работы двигателя полностью выгорает щелевая зона заряда и частично канальная, что создает высокое давление газов в камере сгорания, а на втором режиме работы выгорает оставшаяся часть канальной зоны заряда, что создает более низкое давление в камере сгорания, вследствие уменьшения поверхности горения.
На фиг. 2 представлен продольный разрез двухрежимного РПД интегральной схемы. На первом режиме работы двигателя выгорает заряд стартового двигателя, что создает высокое давление в камере сгорания, а на втором режиме работы в камере сгорания дожигаются продукты сгорания заряда маршевого двигателя, что создает более низкое давление.
На фиг. 3 представлен вид А на фиг. 2.
Двухрежимный РДТТ (фиг. 1) содержит корпус 1, камеру сгорания 2, коаксиальную оболочку 3, сопло 4. Внутренняя поверхность оболочки 2 снабжена антифрикционным покрытием 5. В корпусе 1 размещен заряд, имеющий канальную 6 и щелевую 7 зоны. Оболочка 2 временно скреплена с корпусом 1. Оболочка 2 может быть оснащена выдвижными аэродинамическими поверхностями 8.
Заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя применительно к РДДТ осуществляют следующим образом.
Коаксиальную оболочку 3, выполненную по размеру всей цилиндрической части корпуса 1, временно крепят к нему в краевых зонах (например, приклеивают или скрепляют с помощью срезных болтов, которые условно не показаны).
При работе на первом режиме под действием высокого давления корпус 1 за счет радиальной деформации прижимается к оболочке 3. При этом неподвижное положение оболочки 3 в полете обеспечивается как силой прижатия к ней корпуса 1, так и прочностью ее временного скрепления с корпусом 1, которую определяют расчетным путем в зависимости от силы аэродинамического напора, соответствующей конкретной скорости полета в конце первого режима работы двигателя.
При переходе двигателя на второй режим работы при пониженном давлении деформация корпуса 1 уменьшится, он отойдет от оболочки 3, нарушится временное крепление к нему оболочки 3, которая будет сброшена силой аэродинамического напора. Этому будет способствовать наличие антифрикционного покрытия 5 на внутренней поверхности оболочки 3, а также, в частности, выдвигаемые в расчетный период времени по команде системы управления над поверхностью оболочки 3 аэродинамические поверхности 8 (щитки).
Двухрежимный РПД (фиг. 2) содержит корпус 1, камеру сгорания 2, коаксиальную оболочку 3, сопло 4. Внутренняя поверхность оболочки 3 снабжена антифрикционным покрытием 5. В корпусе 1 размещены стартовый твердотопливный интегральный двигатель 9 со сбрасываемым соплом 10 и маршевый двигатель 11. Сбрасываемое сопло 10 оснащено механической связью (фиг. 3) с оболочкой 3, например, в виде отдельных силовых элементов 12 (в частности, металлические уголки).
Заявляемый способ работы двухрежимного реактивного двигателя применительно к РПД осуществляют следующим образом.
Коаксиальную оболочку 3, выполненную с длиной, соответствующей длине стартового двигателя 9, временно крепят к корпусу 1 в краевых зонах оболочки 3 (например, приклеивают или скрепляют с помощью срезных болтов, которые условно не показаны).
При работе на первом режиме под действием высокого давления корпус 1 за счет радиальной деформации прижимается к оболочке 3. При этом неподвижное положение оболочки 3 обеспечивается как силой прижатия к ней корпуса, так и прочностью ее временного скрепления с корпусом 1, которую определяют расчетным путем в зависимости от силы аэродинамического напора, соответствующей конкретной скорости полета в конце первого режима работы двигателя.
После окончания работы стартового двигателя 9 сгорает его переднее днище 13 и его остатки выбрасываются через сопло 10, летательный аппарат переходит на второй режим работы при пониженном давлении. При этом деформация корпуса 1 уменьшится, он отойдет от оболочки 3, нарушится временное крепление к нему оболочки 3. Сила, действующая на сопло 10 стартового двигателя 9, при сбрасывании сопла 10 за счет механической связи 12 будет передаваться на оболочку 3 и, в дополнение к силе аэродинамического напора, будет способствовать сбрасыванию оболочки 3 с корпуса 1. Этому же будет способствовать наличие антифрикционного покрытия 5 на внутренней поверхности оболочки 3, а также, в частности, выдвигаемые в расчетный период времени по команде системы управления над поверхностью оболочки 3 аэродинамические поверхности 8 (щитки).
Пример 1.
Для двухрежимного РДТТ (фиг. 1) с канально щелевым зарядом массой 3,5 т на первом режиме работы давление в камере сгорания 2 составляет 8,8-9,0 МПа, на втором - 3,0-3,5 МПа. Длительность первого режима составляет 34 с, второго - 65 с. Диаметр корпуса с оболочкой - 0,8 м, длина цилиндрической части - 2,5 м.
При этом, при использовании способа согласно изобретению общая масса корпуса 1 и оболочки 3 на первом режиме работы двигателя составляет 850 кг, что соответствует постоянной массе корпуса на всех режимах работы двигателя, конструкция которого не предусматривает наличие оболочки, а общая толщина стенки корпуса 1 и оболочки 3 на первом режиме составляет 0,02 м, что соответствует постоянной толщине стенки камеры сгорания (корпуса) на всех режимах работы в конструкции двигателя, не предусматривающего наличие оболочки.
Для обеспечения прочности, устойчивости и предотвращения деформации корпуса 1 при работе на втором режиме при использовании сбрасываемой оболочки 3 достаточно толщины стенки камеры сгорания (корпуса) 1 равной 0,01 м.
После сбрасывания оболочки 3 пассивный вес двигателя на втором режиме работы уменьшится на 250 кг.
Усилие аэродинамического напора, действующего на оболочку 3 для рассматриваемого РДТТ, рассчитывают по формуле:
1
f
1
2
R=CSρV/2,
где:
1
R - усилие аэродинамического напора, действующее на оболочку, н;
f
C - полный коэффициент сопротивления трения;
1
2
S=6,28 м - площадь цилиндрической поверхности оболочки;
3
ρ=1,17 кг/м - плотность воздуха;
V - скорость полета летательного аппарата (ракеты), м/с.
В конце первого режима работы двигателя скорость ракеты достигнет значения 3М (1020 м/с).
f
При такой скорости полета C=0,0025 [Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя - М.: Наука, 1969, с 664].
1
Подставив значения величин в формулу для R получим:
1
2
2
2
2
2
R=0,0025⋅6,28 м⋅1,18 кг/м⋅1020/2 м/с=9637 н
Прочность временного скрепления оболочки 3 с корпусом 1 должна быть рассчитана исходя из этого значения.
Пример 2.
к
5
2
Для двухрежимного РПД (фиг. 2) со стартовым интегральным твердотопливным двигателем 9 с размерами корпуса 1, приведенными в примере 1 и с такой же скоростью полета ракеты (3М) в конце первого режима работы двигателя при переходе на второй режим работы давление Р в камере сгорания 2 составляет 0,5 МПа (5⋅10 н/м).
Наружный диаметр D сопла 10 стартового двигателя 9 составляет 0,55 м, а диаметр d его критического сечения - 0,21 м.
2
к
Площадь S поперечного сечения сопла 10, на которую действует давление Р, составляет:
2
2
2
2
2
2
2
2
S=π(D-d)/4 м=3,14(0,55-0,21)/4 м=0,203 м
к
Под действием давления Р в камере сгорания 2 на втором режиме работы РПД на сбрасываемое сопло 10 действует усилие:
2
к
2
5
2
2
R=P⋅S=5⋅10 н/м⋅0,203 м=101500 н
1
Это усилие, за счет механической связи 12 между соплом 10 и оболочкой 3, добавится к усилию аэродинамического напора R, действующего на оболочку 3 при ее сбрасывании с корпуса 1.
Антифрикционное покрытие 5 применительно и к РДТТ и к РПД выполняют, например, из листового фторопласта (ГОСТ 24222-80) или путем напыления расплавленного фторопласта. Параметры аэродинамических поверхностей 8 и необходимость их применения определяются особенностями конкретного двухрежимного реактивного двигателя.
Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Использование заявляемого способа работы двухрежимного реактивного двигателя особенно перспективно для двигателей последних ступеней беспилотных летательных аппаратов (ракет).