Регульована ракетна двигунна установка на пастоподібному унітарному паливі

1. Регульована ракетна двигунна установка на пастоподібному унітарному паливі з регульованим вектором тяги, що містить паливний бак і витискну систему подачі палива в камеру згоряння, яка має фільєрну форсуночну головку і надзвукове сопло, а також містить органи регулювання вектора тяги двигуна, системи запуску та відключення двигуна, регулюючі та контролюючі пристрої, яка відрізняється тим, що в ній сукупно застосовано неметалізоване висококалорійне пастоподібне паливо, U 2 (19) 1 3 відповідного рівня тиску, при якому настає стабільний процес горіння основного пастоподібного палива. При відкритій камері згоряння маємо великі витрати спеціального пускового пального для наповнення камери до потрібного тиску продуктів згоряння пускового палива. При цьому, як показав досвід [5, 6], процес запалювання при низькому тиску газу в камері нестійкий, параметри запуску двигуна реалізуються в великому діапазоні, що в більшості випадків недопустимо. Відомо, що надійний запуск здійснюється з використанням заглушки, що ізолює порожнину камери згоряння від зовнішнього середовища, і забезпечує необхідний для запуску тиск продуктів згоряння (пускового газогенератора) у камері, але такі рішення придатні для двигунів одноразового запуску. Використання спеціальних пристроїв (наприклад, форкамери), у яких виконується локальне запалювання пастоподібного палива, а потім яке розповсюджується на всю поверхню горіння, пов'язано з різким ускладненням конструкції двигуна. При цьому запуск двигуна проходить занадто повільно і неекономно. Істотним недоліком (2) двигуна-прототипу є також те, що на режимах глибокого дроселювання витрати палива в камеру згоряння зростають похибки й розкидання тягової характеристики двигуна внаслідок невідповідності критичного перетину камери витраті продуктів згоряння, що ускладнює рішення завдання керування польотом літального апарата. Недоліком (3) двигуна-прототипу є використання недосконалої системі регулювання вектора тяги (СРВТ). При використанні СРВТ, заснованої на хитанні соплового блока (СБ) двигуна, маємо практично непереборні труднощі у відпрацьовуванні СРВТ висотного сопла в земних умовах. Системи з хитанням соплового блока в двох площинах управління польотом ракети (по тангажу і курсу) мають широке застосування на перших або других ступенях ракети. Двигуни для цих ступенів ракет мають СБ з відносно невеликим ступенем розширення газового потоку, мають відносно невелику довжину і можуть бути повністю відпрацьовані при вогневих стендових випробуваннях. Двигуни верхніх (третіх і вище) ступенів ракет мають сопла набагато більшої степені розширення, велику довжину і значно меншу жорсткість оболонки. Як показує практика, відпрацьовування подібних двигунів [4, 7] вимушено проводять з укороченим соплом (невеликого ступеня розширення), що знижує показники надійності відпрацьованого двигуна. При використанні в якості СРВТ системи вдуву в сопло генераторного газу, який виробляється в газогенераторі наддуву паливного бака [4], вирішуються проблеми надійного відпрацювання СРВТ в наземних умовах при вогневих стендових випробуваннях. Але при цьому маємо відносно неекономічну СРВТ в зв'язку з використанням для вдуву в сопло низькотемпературного генераторного газу. Крім того, суттєво ускладнюється газогенераторна система двигуна. Недоліком (4) двигуна прототипу є також те, що його камера виготовлена із сучасного матеріа 57488 4 лу і забезпечує високу працездатність, підтверджену при одноразовому запуску двигуна. Така класична конструкція камери може втратити працездатність при багаторазовому включенні двигуна та при великому часі його роботи, особливо при використанні металізованого палива. Необхідно відзначити, що при використанні металізованого палива зменшується газодинамічна ефективність і зростають проблеми забезпечення працездатності сопла і СРВТ. В основу корисної моделі поставлена задача удосконалення схеми і конструкції двигунної установки і забезпечення її високої надійності та економічності функціонування згідно з призначенням при багаторазовому включенні та регулюванні вектора тяги. Поставлена задача вирішується тим, що в РДУПП сукупно застосовано неметалізоване високо калорійне пастоподібне паливо, надзвукове сопло високого ступеня розширення газу та малої конусності вихідної частини з рухомим по осі сопла центральним тілом тарілчатого типу, камеру згоряння пастоподібного палива з прошарком на внутрішніх стінах повільногорючого твердого палива, восьмиклапанну систему нерадіального вдуву камерного газу в надзвукову частину сопла. Зазначені недоліки (1-3) у пропонованій корисній моделі усуваються застосуванням сопла, яке адаптовано до умов РДУПП, із внутрішнім розширенням продуктів згоряння (тарілчатого типу) і рухливим центральним тілом, що регулює площину критичного перетину камери згоряння при зміні витрати продуктів згоряння палива через камеру згоряння (Фіг.2). Це відомий тип сопла [6, 9] успішно застосований на ряді ракетних двигунів. Переваги такого соплового блока наступні: 1 Сопло має авторегульовану висотність, в зв'язку з цим двигуна установка може працювати в наземних і космічних умовах на розрахункових режимах; 2 Центральне тіло такого сопла має відносно малі габарити і масу, що дозволяє без суттєвих ускладнень виконати його рухомим і керованим; 3 Надзвукова частина такого сопла в (1,5-1,7) разів менша ніж у класичному соплі Лаваля, яке використано у двигуні-прототипі. Надійність та економічність запуску підвищується (усувається недолік 1) шляхом забезпечення закритого положення критичного перетину сопла перед запуском двигуна. Відпрацьовування сопла будь-якого ступеню розширення забезпечується в земних умовах (усувається недолік 3) за рахунок використання особливості, яка властива тарілчатому соплу - "авторегульованості висотності". Суть корисної моделі продемонстрована на кресленнях. На Фіг.1 представлено вигляд ракетної рушійної установки найбільш близького аналогу; на Фіг.2 представлено вигляд ракетної двигунної установки, що заявляється; на Фіг.3 показано принципову схему СРВТ. Пропонована ракетна двигунна установка (Фіг.2) містить бак (1), витискну систему палива (2) із бака, фільєрну форсуночну голівку (3), камеру 5 згоряння (4), пусковий газогенератор (5), надзвукове тарілчате сопло (6). З метою забезпечення закритого критичного перетину сопла камери згоряння під час запуску двигуна у трансзвуковій області сопла - за критичним перетином ("горлом") (униз по потоку газу з камери згоряння) - установлюється тарілчате центральне тіло (7), зв'язане штоком (8) з поршнем (9), який встановлено в корпусі (10), який закріплено на корпусі камери (4) за допомогою пілонів (11) в докритичній частині сопла. Запоршнева порожнина (12) газового приводу зв'язана каналом (13) з газовою порожниною витискної системи (2). Надпоршнева порожнина (14) газового привода зв'язана жиклером (15) з порожниною камери згоряння (4). Застосовано відому газодинамічну восьмиклапанну систему нерадіального вдуву в надзвукову частину сопла камерного газу двигуна. Така система вдуву відпрацьована і успішно використовується на одному із серійних ракетних двигунів твердого палива (РДТП) [1, 9, 10]. На цей час відпрацьовані безгазоводні і з газоводами системи вдуву в сопло газу, який відбирають із основної камери згоряння з застосуванням клапанних і шторкових регулюючих витрати газу пристроїв. Найбільший інтерес має восьмиклапанна система вдуву, що забезпечує керування по трьох каналах стабілізації польоту ракети (тангажу, курсу і крену). Принципова схема пристрою СРВТ показана на Фіг.2 і 3. В площинах стабілізації у надзвуковій частині сопла камери згоряння (4) за центральним тілом (7) у поперечній площині сопла (6) у площинах стабілізації (тангаж, курс) установлені вузли вдуву (16) по два в кожній площині. Кожний вузол вдуву має сопло вдуву (17) і заслінку (18). Осі сопел вдуву в одній поперечній площині сопла катери згоряння розташовані попарно в площинах стабілізації з міжцентровою відстанню пари сопел вдуву (по периметру сопла камери), рівним 30, і кутом 60 між осями сопел (пари сопел одного вузла вдуву в площині стабілізації) (Фіг.3). Кожен вузол вдуву (16) з'єднаний газоводом (19) з порожниною камери згоряння (4). З метою підвищення надійності камери згоряння її внутрішня стінка покрита прошарком (20) повільно горючого твердого палива, яке щільно скріплено з поверхнею стінок камери згоряння. Пристрій працює таким чином. При запуску витискної системи (2) продукти згоряння пускового газогенератора витісняють із бака (1) за допомогою поршня (2) пастоподібне паливо (Фіг.2) через фільєрну форсуночну голівку (3) камери згоряння (4). При цьому генераторний газ надходить по каналу (13) у під поршневу порожнину (12). Поршень (9) переміщає центральне тіло (7) уліво й закриває "горло" сопла (6). У камері згоряння (4) паливо підпалюється факелом продуктів згоряння пускового газогенератора (5). Витискна система (2) запускається раніше пускового газогенератора (5), який, таким чином, починає працювати при закритомуцентральним тілом (7) "горлі" сопла (6). Після запалення палива в камері згоряння (4) і підвищення тиску в ній до потрібного для надійного запуску двигуна відкривається "гор 57488 6 ло" сопла за допомогою переміщення центрального тіла (7) вправо з рахунок зміни балансу сил на центральному тілі (7) і поршні (9). Камера згоряння виходить на робочий режим. Низькотемпературне паливо (20) вигорає по внутрішній поверхні, захищаючи внутрішню стінку камери згоряння (4) за рахунок низької теплопровідності палива, яке має товщину прошарку достатню для захисту стінки від продуктів згоряння пастоподібного палива на протязі всього часу роботи двигуна при всіх його запусках. Таки чином товщина прошарку виконана пропорційною сумарному часу роботи двигуна і швидкості горіння палива на поверхні, відкритої до простору камери згоряння. З метою підвищення надійності роботи конструкції соплового блока та економічності двигуна паливо прошарку виготовлено не металізованим, високоентальпійним і еластичним. Таки чином, саме сукупність відмітних ознак РДУПП, що заявляється, дозволяє підвищити надійність і економічність РДУПП, забезпечити надійний запуск двигуна в умовах відкритого космосу, забезпечити ефективне керування вектором тяги двигуна у всіх площинах стабілізації (літального апарата), спростити відпрацьовування двигуна в неземних умовах. Джерела інформації: 1. Кукушкин В.И. Состояние и перспективы разработки РДТТ / В.И. Кукушкин // "АІАА Рар". 1992. - №3872. - 9с. 2. Иванченко А.Н. Особенности ракетной двигательной установки на пастообразном топливе / А.Н. Иванченко // Космическая наука и технология. - 1999. - Т.5. - №4. - С.1-10. 3. Иванченко А.Н. Состояние разработки дросселируемых ракетных двигательных установок на унитарном пастообразном топливе / А.Н. Иванченко, С.Г. Бондаренко // Проблемы высокотемпературной техники. - Днепропетровск: РИО ДНУ, 2008. - С.40-50. 4. Бондаренко С.Г. Особенности отработки высотных РДУПТ с регулируемым вектором тяги / С.Г. Бондаренко, Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников // Авиационно-космическая техника и технологии. - Харьков: НАУ "ХАИ", 2010. 5. Бондаренко С. Г. Отчет по отработке РДУПТ. 6. Шевченко К.М., Курочкин А.Ф. Пастообразные топлива. 7. Коваленко Н.Д. Особенности отработки высотных ЖРД с регулируемым вектором тяги / Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников, А.Д. Игнатьев, Г.Н. Коваленко // Сб. науч. статей Современная наука. - 2009. - №2 (2). - С.21 -22. 8. Коваленко Н.Д. Управление газовими потоками в реактивних соплах. - Киев: Наукова думка, 1992. - 205с. 9. Коваленко Н.Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет / Н.Д. Коваленко. - Днепропетровск: Институт технической механики НАН и НКА Украины, 2003. - 412с. 10. Голубенко С.Г., Беляев Н.П., Кукушкин В. И., Макаров А.А. Органы управления вектором тяги РДТТ. М.: Машиностроение. - 1973. - 360с. 7 57488 11. Санин Ф.П., Джур Е.А., Кучма Л.Д., Хуторный В.В. Развитие ракетно-космической техники в Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська 8 Украине. Днепропетровск: Узд-во ДНУ, 2001. 391с. Підписне Тираж 23 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601