Твердотопливный ракетный двигатель

Твердотопливный ракетный двигатель

Реферат

 

Изобретение относится к конструкции ракетных двигателей для ракетно-космического моделирования в технических видах творчества и спорта и может быть использовано на предприятиях по проектированию и обработке малогабаритных твердотопливных ракетных двигателей. Целью изобретения является повышение баллистической эффективности и надежности работы путем исключения нестабильного горения заряда на границе раздела топлива. В торце расположенного со стороны сопла быстрогорящего заряда твердого топлива выполнен центральный канал, длина которого составляет 0,1 - 0,5 длины этой части заряда. При длине канала, меньшей 0,1, формируется практически плоская торцевая поверхность горения, что приводит к ненадежному воспламенению, а при длине канала, большей 0,5, формируется поверхность горения с глубоким коническим углублением, что в конечном счете приводит к продольным акустическим колебаниям. 4 ил.

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей для ракетно-космического моделирования в технических видах творчества и спорта и может быть использовано на предприятиях по проектированию и отработке малогабаритных твердотопливных ракетных двигателей. Целью изобретения является устранение указанных недостатков и создание конструкции твердотопливного ракетного двигателя с максимальной баллистической эффективностью и надежной работой на двухсоставном заряде, для изготовления которого используется топливная пара из однотипного пиротехнического состава. Это позволяет обеспечить физико-химическую стабильность заряда при хранении и максимально упростить технологию изготовления двигателя для условий массового производства. На фиг.1 изображены предлагаемая конструкция твердотопливного ракетного двигателя, общий вид. Он содержит корпус 1, быстрогорящий заряд 2, медленногорящий заряд 3, сопло 4, переднее днище 5. В быстрогорящем заряде 2 выполнен глухой центральный канал 6, длина 1 которого составляет 0,1 0,5 длины этого заряда L. Выбор указанных диапазонов параметра 1 обусловлен обеспечением устойчивой огневой связи между быстрогорящим и медленногорящим зарядами на границе раздела их топлив. При длине канала заряда 1<0,1 L формируется практически плоская торцевая поверхность горения (см. фиг.2а), в результате чего при сгорании быстрогорящего заряда и подходе фронта горения к плоской поверхности медленногорящего заряда не обеспечивается ее надежное воспламенение. Очень мало время воздействия продуктов сгорания на воспламеняемую поверхность. Практически это выражается на осциллограмме тяги двигателя в виде провала кривой на моменте времени перехода со стартового режима работы на маршевый (см. фиг.2б). При длине канала заряда 1>0,5L формируется поверхность горения с глубоким коническим углублением и на границе раздела топлив она состоит из одинаково развитых поверхностей горения быстрогорящего и медленногорящего зарядов (см. фиг. 3а). В этих условиях обеспечивается надежная передача фронта горения на границе раздела топлива. Однако одновременное горение различного по скорости топлива при одинаково развитых поверхностях горения быстрогорящего и медленногорящего зарядов приводит к продольным акустическим колебаниям в камере сгорания. В результате этого возникают колебания тяги на моменте времени перехода со стартового режима работы двигателя на маршевый (см. фиг.36). На фиг.4 наглядно представлена критичность представленного соотношения в виде графика, где одна ось отношение числа отказов стабильного горения зарядов на границе раздела топлива (т) к общему числу испытаний (п), а другая отношение длины глухого центрального канала к длине быстрогорящего заряда. Как видно из графика^ только при заданных геометрических соотношениях обеспечивается надежная работа двигателя без отказов по стабильности горения зарядов. Твердотопливный ракетный двигатель работает следующим образом. Вначале горит быстрогорящий заряд со стороны глухого канала, реализуя стартовый режим работы двигателя. Затем фронт горения передается на медленногорящий заряд и реализуется маршевый режим работы двигателя. При этом только при заданной длине глухого контрольного канала I=(0,1-0,5)L обеспечивается устойчивая огневая связь между быстрогорящим и медленногорящим зарядами. При этих геометрических соотношениях на границе раздела топлив горящая поверхность состоит из малой остаточной поверхности быстрогорящего заряда и развитой поверхности горения медленногорящего заряда (см. фиг. 1б). В этом случае обеспечивается ее надежное воспламенение за счет сопровождения горением быстрогорящего заряда. Так как при подходе фронта горения к границе раздела топлива остаточная поверхность горения быстрогорящего заряда мала, то совместное горение разнородных по скорости топлив кратковременное и в камере сгорания не успевают развиться акустические колебания. Таким образом на границе раздела топлива заряды горят стабильно и при работе двигателя обеспечивается расчетный переход от стартового режима на маршевый без провалов и колебаний тяги (см. фиг.1в).

Формула изобретения

Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с соплом с последовательно расположенными в нем в направлении от сопла, соединенными между собой быстрогорящим и медленногорящим зарядами твердого топлива, отличающийся тем, что, с целью повышения баллистической эффективности и надежности работы путем исключения нестабильного горения заряда на границе раздела топлива, в нем в торце быстрогорящего заряда твердого топлива выполнен центральный канал, длина которого составляет 0,1 0,5 длины этой части заряда.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 21.01.1995

Извещение опубликовано: 20.09.2006        БИ: 26/2006