Ракетный двигатель твердого топлива

Ракетный двигатель твердого топлива

Реферат

 

Двигатель предназначен для использования в ракетной технике многоразового включения с отсечкой тяги. Он содержит корпус (1), сопло (29), заряд (2), устройство воспламенения (27), узел гидрогашения, дифференциальный поршень (4), зафиксированный замком фиксации. В двигателе присутствует жидкий охладитель (7), находящийся в подпоршневой полости (5) стакана (3). Дифференциальный поршень имеет каналы (8), сообщающие подпоршневую полость с полостью корпуса 1. На поршне с возможностью вращения относительно его продольной оси установлена обойма (9) с отверстиями (10), расположенными напротив каналов 8. Обойма снабжена элементами (13) и (14), контактирующими в крайних положениях дифференциального поршня (4) с направляющими (11) и (12) выполненными на стакане. Подпоршневая полость сообщается через обратный клапан (16) с баком (17) жидкого охладителя. Замок фиксации снабжен возвратными элементами (19). Создание двигателя с одним многоразовым узлом гидрогашения, автоматически возвращающимся в исходное (рабочее) положение при минимальных габаритах и массе конструкции, расширяет функциональные возможности двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ многоразового включения с отсечкой тяги.

Известно, что при маневрировании космических летательных аппаратов (КЛА) (например, при переходе с орбиты на орбиту) требуется многокартное включение ракетного двигателя. Если в качестве двигателя КЛА применяется РДТТ, то проблема многократного включения сводится к многократному гашению РДТТ, конструкция которого допускает повторный запуск после гашения. Узел гашения чаще всего представляет собой систему впрыска жидкого охладителя, т.к. гидрогашение является наиболее надежным способом отсечки тяги [Регулируемые твердотопливные двигательные установки: Методы расчета рабочих процессов, экспериментальные исследования /Зезин В.Г., Петренко В.И., Попов В.Л., Русак А. М., Савченко В.И., Симонов Е.А., Феофилактов В.И.; под общей редакцией В. И. Петренко. - Миасс: Издательство ГРЦ "КБ им. академика В.П.Макеева". 1996, 295 с.: илл., страница 10], допускающим повторный запуск РДТТ после гашения. Многократное гашение в этой схеме [там же, рис. 1.2., страница 11] достигается набором нескольких узлов гидрогашения (УГГ), каждый из которых состоит из узла впрыска, ампулизированного жидкого охладителя и порохового аккумулятора давления (ПАДа). Недостатками этой схемы являются большие габариты и масса, что связано с наличием нескольких УГГ. Создание многоразового УГГ рассматриваемой схемы является труднореализуемой задачей ввиду одноразовости такого элемента как ПАД. Кроме того, режим гашения при "пушечном" впрыске посредством ПАДа является неоптимальным, ухудшающим характеристики УГГ с ПАДом.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предполагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива (см. Решение о выдаче патента от 13.01.97 г. по заявке N 95111185/06 (019085)), содержащий корпус, сопло, воспламенитель, заряд и узел гидрогашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня, жидкого охладителя, находящегося в подпоршневой полости стакана, устройства впрыска. Сопло выполнено в дифференциальном поршне узла гидрогашения, зафиксированном относительно стакана пирозамком. К достоинствам этой схемы относятся: - малые габариты и масса конструкции; - оптимальность (авторегулируемость) процесса гашения; - использование для работы УГГ "дармовой" силы внутрикамерного давления, обеспечивающей постоянную готовность УГГ к срабатыванию и создающей предпосылки к многократному использованию УГГ.

Недостатком рассматриваемой конструкции является ее неприспособленность к многократному гидрогашению одним УГГ, автоматически возвращающимся в исходное положение.

Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей, т.е. создание двигателя с одним многоразовым УГГ, автоматически возвращающимся в исходное (рабочее) положение при минимальных габаритах и массе конструкции.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, сопло, заряд, устройство воспламенения и узел гидрогашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня, зафиксированного замком фиксации, жидкого охладителя, находящегося в подпоршневой полости стакана, причем дифференциальный поршень имеет каналы, сообщающие подпоршневую полость с полостью корпуса, на дифференциальном поршне с возможностью вращения относительно дифференциального поршня вокруг продольной оси установлена обойма с отверстиями, расположенными напротив каналов. Обойма (или дифференциальный поршень) снабжена элементами, контактирующими в крайних положениях дифференциального поршня с направляющими, выполненными на стакане, а дифференциальный поршень (или обойма) снабжен элементом (например, пантографом), препятствующим его провороту вокруг продольной оси. Подпоршневая полость стакана сообщена через обратный клапан с баком, снаряженным жидким охладителем и находящимся под давлением наддува. Замок фиксации снабжен возвратными элементами (например, пружинами).

Указанная цель достигается за счет того, что установленная с возможностью вращения обойма с элементами, контактирующими в крайних положениях дифференциального поршня с направляющими, выполненными в стакане, является управляющим клапаном. Этот управляющий клапан, открывая и перекрывая в нужные моменты каналы (являющиеся устройством впрыска), вместе с обратным клапаном обеспечивают автоматическую работу УГГ: гашение и перезарядку (т.е. возврат УГГ в исходное положение). Масса такого тяжелого элемента, как УГГ (рассчитанного на высокие давления впрыска (200 - 400 кгс/см²), большие динамические нагрузки) находится на одном уровне с обычными (одноразовыми) УГГ. Запас жидкого охладителя, требуемого для последующих гашений, находится в тонкостенном баке, рассчитанном на давление наддува 4 - 6 кгс/см². Совокупность предлагаемого многоразового УГГ с тонкостенным баком имеет заведомо меньшую массу, чем масса набора нескольких одноразовых УГГ. Предлагаемая конструкция по сравнению с набором нескольких одноразовых УГГ имеет существенно меньшие габариты, тем более, что бак с жидким охладителем, сообщенный с УГГ посредством трубопровода, может располагаться в любом, удобном с точки зрения компоновки месте летательного аппарата (или же роль этого бака может играть собственная гидросистема летательного аппарата (если такая имеется)).

Предлагаемое настоящим изобретением техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующими чертежами: на фиг. 1 показан продольный разрез двигателя в исходном положении узла гидрогашения, готовом к впрыску охладителя в камеру сгорания; на фиг.2 показан продольный разрез двигателя в момент окончания впрыска, соответствующий началу перезарядки УГГ новой порцией охладителя; на фиг.3 показан разрез по А-А фиг.1 (каналы открыты); на фиг.4 показан разрез по В-В фиг.2 (каналы перекрыты).

Ракетный двигатель твердого топлива (см. фиг.1) содержит корпус 1, заряд 2 и узел гидрогашения. Узел гидрогашения состоит из стакана 3 и установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня 4, разделяющего полость стакана 3 на подпоршневую 5 и надпоршневую 6 полости. В подпоршневой полости 5 находится порция жидкого охладителя 7. В дифференциальном поршне 4 выполнены тангенциальные каналы 8, соединяющие подпоршневую 5 и надпоршневую 6 полости стакана 3. На дифференциальном поршне 4 с возможностью вращения вокруг продольной оси установлена обойма 9. На фланце обоймы 9 выполнены отверстия 10, расположенные напротив каналов 8. На стакане 3 по винтовой линии выполнены направляющие 11 и 12 (см. фиг. 3 и 4). Обойма 9 снабжена элементами 13 и 14 (штифтами), контактирующими в крайних положениях дифференциального поршня 4 с направляющими 11 и 12, выполненными на стакане 3. Элемент 14 контактирует с направляющей 12 (см. фиг.3) в исходном положении дифференциального поршня 4, а элемент 13 контактирует с направляющей 11 (см. фиг.4) в выдвинутом положении дифференциального поршня 4. Угол подъема винтовой линии направляющих 11 и 12 должен быть выполнен круче угла самозаклинки. Дифференциальный поршень 4 снабжен элементом 15, препятствующим его провороту вокруг продольной оси. В качестве элементов 15 могут быть использованы либо пантографы, либо рельсовые направляющие. В принципе, элементом 15 может быть снабжен не дифференциальный поршень 4, а обойма 9. В этом случае элементами 13 и 14 должна быть снабжена не обойма 9, а дифференциальный поршень 4. Подпоршневая полость 5 узла гидрогашения сообщена через обратный клапан 16 с баком 17. Бак 17 имеет запас жидкого охладителя 7, достаточный для нескольких гашений (предусмотренных программой полета), и находится под давлением наддува (4 - 6 кгс/см²). В исходном положении УГГ отделен от камеры сгорания узлом герметизации 18. Дифференциальный поршень 4 относительно стакана 3 зафиксирован замком фиксации, снабженным возвратным элементом 19. Этот замок может быть выполнен, например, в виде шарикового замка. В стакане 3 выполнены радиальные отверстия, в которые с возможностью радиального перемещения установлены шарики 20 (или кулачки), входящие в канавку 21, выполненную на обойме 9 (или дифференциальном поршне 4), и контактирующие с кольцом 22, установленном с возможностью осевого перемещения на стакане 3. На внутренней цилиндрической поверхности кольца 22 выполнена трапецевидная проточка 23. Кольцо 22 имеет возвратные элементы 19 в виде пружин, удерживающих кольцо 22 в исходном положении. На кольце 22 по окружности установлено несколько пиропатронов 24, сообщенных с полостью 25, которая в исходном положении является герметичной. Герметичность обеспечивается тем, что отверстия 26 в исходном положении перекрыты. Устройства воспламенения 27 двигателя выполнены в виде нескольких пусковых камер, установленных на заднем фланце корпуса 1 вокруг стакана 3. Каждая пусковая камера 27 снабжена теплозащитной заглушкой 28. Сопло 29 выполнено в дифференциальном поршне 4 (впрочем, оно может быть и не связано с дифференциальным поршнем 4, т.е. может устанавливаться на корпусе 1).

Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ осуществляется посредством подачи сигнала на пиропатрон одной из пусковых камер 27. Продукты сгорания пиротехнического состава этой пусковой камеры 27 вышибают теплозащитную заглушку 28 и воспламеняют заряд 2. Воспламенение заряда 2 не приводит к несанкционированному срабатыванию остальных пусковых камер 27, благодаря их защите теплозащитными заглушками 28. При работе двигателя, благодаря замку фиксации, дифференциальный поршень 4 относительно корпуса 1 (или стакана 3) остается неподвижен. Поэтому давление жидкого охладителя 7, находящегося в подпоршневой полости 5 стакана 3, равно давлению наддува в баке 17 (4 - 6 кгс/см), т. е. пренебрежимо мало по сравнению с внутрикамерным давлением. В момент возникновения необходимости останова двигателя подается сигнал на срабатывание одного из пиропатронов 24. В результате давление в полости 25 повышается и происходит отжим кольца 22 (сопровождаемый сжатием пружин 19), Шарики 21 под действием дифференциального поршня 4 проваливаются в трапецевидную проточку 23, что влечет за собой расфиксацию дифференциального поршня 4. Дифференциальный поршень 4 под действием силы внутрикамерного давления начинает движение, в результате чего давление в подпоршневой полости 5 возрастает, и соответственно перекрывается обратный клапан 16. Дифференциальный поршень 4, вытесняя жидкий охладитель 7 из подпоршневой 5 в надпоршневую 6 полость стакана 3 через тангенциальные каналы 8, осуществляют гашение двигателя (отсечку тяги). Заметим, что за счет тангенциальности подачи жидкости, создаваемой соответствующим наклоном каналов 8, в надпоршневую полость 6 создается закручивание струй жидкости, вихрь которых центробежными силами прижимается к стенкам надпоршневой полости 6, играющей по существу роль камеры закручивания. Т.е. система движущихся вместе с дифференциальным поршнем 4 тангенциальных каналов 8 и меняющаяся по длине камера закручивания - надпоршневая полость 6 образует центробежную форсунку. На конечной стадии процесса впрыска элемент 13 доходит до направляющей 11 (см. фиг.2). В результате взаимодействия элемента 13 с направляющей 11 при дальнейшем поступательном движении дифференциального поршня 4 происходит поворот обоймы 9 вокруг дифференциального поршня 4 (см. фиг. 4). При этом повороте происходит перекрытие каналов 8. Процесс впрыска прекращается. Через некоторое время (0,05 - 1,0 сек) за счет свободного истечения парогазовой смеси из камеры сгорания давление в полости корпуса 1 (т.е. в надпоршневой полости 6) снижается до нуля. Соответственно падает давление и в подпоршневой полости 5, что вызывает открытие обратного клапана 16. Жидкий охладитель, благодаря наддуву бака 17, начинает поступать в подпоршневую полость 5, перемещая дифференциальный поршень 4 с исходное положение. Элемент 14 доходит до направляющей 12. В результате взаимодействия элемента 14 с направляющей 12 при дальнейшем поступательном движении дифференциального поршня 4 происходит поворот обоймы 9 вокруг дифференциального поршня 4 (см. фиг.3). При этом повороте происходит открытие каналов 8. Одновременно с этим дифференциальный поршень 4 совмещается с посадочным местом узла герметизации 18. За время гашения газы от пиропатрона 24 истекают из отверстия 26, т.е. давление в полости 25 падает до нуля. При возвращении дифференциального поршня 4 в исходное положение возвратные элементы 19 (сжатые ранее пружины) отжимают шарики 20 из трапецевидной проточки 23 в канавку 21 и надвигают на них кольцо 22. Таким образом, замок фиксации и двигатель в целом возвращаются в исходное положение, готовое к следующему запуску двигателя. Следующий запуск двигателя осуществляется посредством срабатывания одной из оставшихся пусковых камер 27, и дальнейшее функционирование двигателя происходит по вышеописанному алгоритму.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого взят ракетный двигатель твердого топлива (см. Решение о выдаче патента от 13.01.97 г. по заявке N 95111185/06 (019085), заключается в расширении функциональных возможностей, т.е. в создании двигателя с одним многоразовым УГГ, автоматически возвращающимся в исходное (рабочее) положение при минимальных габаритах и массе конструкции.

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, сопло, заряд, устройства воспламенения и узел гидрогашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня, зафиксированного замком фиксации, жидкого охладителя, находящегося в подпоршневой полости стакана, причем дифференциальный поршень имеет каналы, сообщающие подпоршневую полость с полостью корпуса, отличающийся тем, что на дифференциальном поршне с возможностью вращения относительно дифференциального поршня вокруг продольной оси установлена обойма с отверстиями, расположенными напротив каналов, причем обойма (или дифференциальный поршень) снабжена элементами, контактирующими в крайних положениях дифференциального поршня с направляющими, выполненными на стакане, а дифференциальный поршень (или обойма) снабжен элементом (например, пантографом), препятствующим его провороту вокруг продольной оси, при этом подпоршневая полость стакана сообщена через обратный клапан с баком, снаряженным жидким охладителем и находящимся под давлением наддува, кроме того, замок фиксации снабжен возвратными элементами (например, пружинами).

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4