Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель.

Известны конструкции ракетных двигателей твердого топлива, в которых для разделения зарядов первого и второго режимов используется разделительное днище патенты РФ NN 2131053 от 05/08/96, МПК F02К 9/12, 2197707 от 26.11.01, МПК F42В 15/00.

Недостатком аналога по пат. 2131053 является фиксированное время между окончанием работы заряда первого режима и началом работы заряда второго режима. Увеличение этого временного интервала может быть достигнуто за счет увеличения толщины промежуточного днища, что увеличивает пассивный вес двигателя.

Недостатком аналога по пат. 2197707 является большой пассивный вес двигателя за счет массивного промежуточного днища с заглушками.

Известна также конструкция ракетного двигателя патент РФ 2272927, МПК F02К 9/28 - взятый авторами за прототип, в которой днище между зарядами первого и второго режимов выполнено в виде эластичной мембраны, скрепленной с помощью программировано разрушаемого соединения с эластичным рукавом, размещенным в канале заряда второго режима. С другой стороны рукав закреплен со стороны передней крышки двигателя. Недостатком прототипа является возможность несанкционированного воспламенения заряда второго режима во время работы заряда первого режима.

Согласно законам термодинамики воздух, находящийся в полости, образованной поверхностью заряда второго режима и наружной поверхностью промежуточного днища, из-за резкого подъема давления, вызванного началом работы заряда первого режима, сжимается, в результате чего резко увеличивается его температура. Энергия, запасенная воздухом в процессе его сжатия (при начале работы заряда первого режима), передается в процессе работы заряда первого режима поверхности заряда второго режима и рукава. При этом воздух в полости может располагаться не равномерно по всей полости, а собираться в одном месте. Таким образом, энергия сжатого воздуха может передаваться не по всей поверхности топлива, а и по какой-то ограниченной его части, что в свою очередь повышает вероятность несанкционированного воспламенения заряда второго режима.

При адиабатическом сжатии во время выхода на режим заряда первого режима температура меняется по закону (1)

где Т₁ - начальная температура воздуха в полости заряда второго режима;

Т₂ - конечная температура воздуха в полости заряда второго режима;

P₁ - начальное давление воздуха в полости заряда второго режима;

P₂ - конечное давление воздуха в полости заряда второго режима;

K=1,4 - показатель адиабаты для воздуха.

При последующем охлаждении воздуха, находящегося в полости, во время работы заряда первого режима сжатый воздух может передать количество энергии Q₁ (2)

где с - теплоемкость воздуха при постоянном объеме;

ρ - плотность воздуха;

V - объем воздуха в полости;

δТ=T₂-T₁ - перепад температур.

Используя критерий Фурье (3) можно определить толщину прогретого слоя топлива.

где а - температуропроводность топлива;

t - время воздействия, равное времени работы заряда первого режима;

h - толщина прогретого слоя топлива.

Температуру в очаге, т.е. в прогретом слое топлива можно определить по зависимости (4), принимая во внимание, что только половина запасенной сжатым воздухом энергии передается поверхности топлива.

где Q₂=Q₁/2 - энергия, передаваемая топливу;

S - площадь топлива, контактирующая с воздухом;

ρ - плотность топлива;

h - толщина прогретого слоя топлива;

с - теплоемкость топлива.

Из литературы (Амосов А.П. Тепловая теория воспламенения, учеб. пособие, Куйбышев, 1982, 94 с.) известно, что воспламенение в очаге происходит, если выполнено условие (5).

где F_k - критерий Франк-Каменецкого.

F_к=(Q·ρ·k₀·E·h²)·exp(-E/(R·T₀))/(λ·R·T₀ ²), где

Q - тепловой эффект реакции термического разложения топлива;

k₀ - предэкспонента в уравнении скорости реакции термического разложения топлива;

λ - теплопроводность топлива;

R - универсальная газовая постоянная;

Т₀ -температура топлива в очаге;

Е - энергия активации в уравнении скорости реакции термического разложения топлива;

h - толщина прогретого слоя топлива.

Оценочные расчеты выполненные по зависимостям (1)-(5) показывают достаточно высокую вероятность несанкционированного воспламенения заряда второго режима во время работы заряда первого режима. Данное обстоятельство приводит к необходимости отвода энергии сжатого в полости заряда второго режима воздуха путем применения в конструкции двигателя специального воздухосборника - ресивера, позволяющего исключить контакт высокотемпературного воздуха с поверхностью топлива. Ресивер может располагаться в передней крышке. Расчет объема ресивера осуществляется по зависимости (6).

где V_P - объем ресивера;

V_П - объем полости, образованной поверхностью заряда второго режима и промежуточным днищем;

T₁ - начальная температура воздуха в полости;

Т₂ - температура начала термического разложения топлива;

к - показатель адиабаты воздуха;

f=1,3 - коэффициент безопасности.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение надежности работы заряда второго режима и ракетного двигателя.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима, при этом противоположные концы рукава и мембраны закреплены на передней крышке и корпусе, соответственно, а узел инициирования заряда второго режима через расходные отверстия соединен с полостью, образованной поверхностью заряда и наружной поверхностью промежуточного днища. В заряде второго режима полость, образованная поверхностью заряда и наружной поверхностью промежуточного днища, соединена с ресивером, расположенным в передней крышке двигателя, а в узле инициирования установлен обратный клапан, перекрывающий расходные отверстия.

Патентуемое изобретение конструкции двухрежимного ракетного двигателя твердого топлива представлено на фиг.1, фиг.2.

1 - корпус;

2 - заряд первого режима;

3 - заряд второго режима;

4 - переднее днище;

5 - сопло;

6 - узел инициирования заряда первого режима;

7 - узел инициирования заряда второго режима;

8 -эластичная мембрана;

9 - рукав;

10 - обратный клапан;

11 - ресивер;

12 - полость между зарядом второго режима и промежуточным днищем;

13 - расходные отверстия.

Двухрежимный ракетный двигатель работает следующим образом. После срабатывания узла инициирования 6 и начала работы заряда первого режима 2, расположенного в корпусе 1, рукав 9 и эластичная мембрана 8, деформируясь под действием давления газов заряда первого режима сжимают воздух, находящийся в полости 12 и вытесняют его в ресивер 11, расположенный в передней крышке 4. Продукты сгорания, создаваемые при работе заряда первого режима 2, истекают через сопло 5. Воспламенительный заряд узла инициирования заряда второго режима 7 защищается от воздействия высокотемпературного сжатого воздуха из полости 12 обратным клапаном 10. После окончания работы заряда первого режима 2 и падения давления в камере сгорания сжатый воздух из ресивера 11 перетекает обратно в полость 12, восстанавливая первоначальную конфигурацию рукава 9 и эластичной мембраны 8. При запуске узла инициирования 7 срабатывает обратный клапан 10, освобождая проход газов воспламенителя в полость 12 через расходные отверстия 13. Заряд второго режима 3, расположенный в корпусе 1, воспламеняется. Под действием образовавшегося в полости 12 давления происходит разрушение соединения эластичной манжеты 8 и рукава 9. При работе заряда второго режима манжета прохлапывается в сторону истечения продуктов сгорания и постепенно разрушается. Рукав также постепенно прококсовывается и разрушается в процессе работы заряда второго режима. Продукты сгорания, создаваемые при работе заряда второго режима 3 истекают через сопло 5.

Применение ресивера позволяет исключить контакт высокотемпературного сжатого воздуха в полости заряда второго режима во время работы заряда первого режима с топливом, то есть исключить возможность несанкционированного воспламенения заряда второго режима.

Применение обратного клапана в конструкции узла воспламенения заряда второго режима позволяет исключить попадание высокотемпературного сжатого воздуха в узел инициирования и, соответственно, исключить несанкционированное зажжение воспламенительного состава и, естественно, исключить возможность несанкционированного воспламенения заряда второго режима. Таким образом, данное изобретение позволяет повысить надежность и целостность заряда второго режима на всех фазах его эксплуатации, а также повысить надежность воспламенения его в заданное время.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программированно-разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима, при этом противоположные концы рукава и мембраны закреплены на передней крышке и корпусе, соответственно, а узел инициирования заряда второго режима через расходные отверстия соединен с полостью, образованной поверхностью заряда и наружной поверхностью промежуточного днища, отличающийся тем, что в заряде второго режима полость, образованная поверхностью заряда и наружной поверхностью промежуточного днища соединена с ресивером, расположенным в передней крышке двигателя, а в узле инициирования установлен обратный клапан, перекрывающий расходные отверстия.