Детонаційний ракетний двигун твердого палива

Реферат: Детонаційний ракетний двигун твердого палива містить циліндричну багатосекційну камеру згоряння і розміщений в ній торцевий заряд детонаційного твердого палива, виготовлений із багатьох прошарків детонаційного шнура. Детонаційний шнур торцевого заряду виготовлено зі змінним діаметром поперечного перерізу відповідно до потрібної протягом часу роботи двигуна програмної зміни тяги. UA 100662 U (54) ДЕТОНАЦІЙНИЙ РАКЕТНИЙ ДВИГУН ТВЕРДОГО ПАЛИВА UA 100662 U UA 100662 U 5 10 15 20 25 30 Корисна модель належить до ракетно-космічної техніки і може бути використана як маршовий двигун ступенів ракет та розгінних блоків. Відомі детонаційні ракетні двигуни твердого палива (далі - ДРДТП), зокрема [1-3], які в залежності від призначення відрізняються між собою складом, конструктивно-компонувальними схемами основних складових частин, організацією робочого процесу газифікації палива та використання газового потоку. Для визначеного призначення найбільші переваги мають ДРДТП з тривалим процесом газифікації палива, який забезпечується, наприклад, в ДРДТП з шнуровим детонаційним зарядом, який описано в [1-3]. Цей двигун містить в собі камеру згоряння і розміщений в ній заряд у вигляді прошарків детонаційного шнура, розділених прошарками демпфіруючої речовини, яка не допускає розповсюдження детонації за межі детонуючої ділянки шнура на сусідні прошарки шнура і газифікується при проходженні по шнуру детонаційної хвилі. Відомі зазначені ДРДТП з різними зарядами: торцевим, конусоподібним, циліндричним або більш складної форми. В залежності від типу шнурового заряду відомі безсоплові ДРДТП, з соплом Лаваля, надзвуковим соплом циліндричної або конусоподібної форми [2]. Найбільш близьким аналогом (прототипом корисної моделі) вибрано ДРДТП з торцевим шнуровим зарядом та надзвуковим соплом, який описано в [3]. До загальних істотних ознак прототипу та двигуна, що заявляється, належить наявність циліндричної багатосекційної камери згоряння і розміщеного в ній торцевого заряду детонаційного твердого палива, виготовленого із багатьох прошарків детонаційного шнура, розділених на декілька послідовно укладених та ізольованих одна від іншої частин. Недоліком двигуна-прототипу є його недосконалість внаслідок відсутності можливості керування тяги, від цього він має обмежені функціональні можливості та обмежені можливості підвищення балістичних характеристик двигуна за рахунок оптимізації режимів роботи і параметрів польоту літального апарата (далі - ЛА). В основу корисної моделі, що заявляється, поставлено задачу удосконалення ДРДТП за рахунок використання нових технічних рішень щодо конструкції торцевого шнурового заряду з метою забезпечення керованості тяги двигуна. Поставлена задача вирішується тим, що детонаційний шнур торцевого заряду виготовлено зі змінним діаметром поперечного перерізу відповідно до потрібної протягом часу роботи двигуна програмної зміни тяги. Відомо [2], що тяга двигуна РДРД залежить пропорційно від витрат продуктів згоряння  35 детонаційного шнура mn.д. , енергоємності продуктів детонаційного згоряння ІР.д.з. (розрахувати яку можливо по ентальпії робочого тіла) і коефіцієнта тяги двигуна КР.ДРД, який характеризує ефективність процесу витікання газу із сопла двигуна:  Р ДРД  mn.д.  ІР.д.з.  КР.ДРД . Масове потрапляння газу до камери при детонаційному згорянні шнурового заряду тдш розраховують за формулою:  mд.ш.  ш  Sш  Dш  К д.м. , 40 45 50 55 де .ш - густина матеріалу шнура; Sш - площа поперечного перерізу шнура; Dш - швидкість розповсюдження детонаційної хвилі по шнуровому заряду, К д.м. - коефіцієнт, що враховує потрапляння газу до камери згоряння двигуна від газифікації демпфіруючого матеріалу шнура. Відповідно до потрібної тяги двигуна на окремих періодах або ділянках роботи формуються ділянки шнура з відповідною площею поперечного перерізу (відповідного діаметра). Для стартових розгінних блоків ступенів ракет з метою забезпечення більш високої балістичної ефективності двигуна по траєкторії польоту ЛА доцільно зменшувати тягу впродовж роботи двигуна (впродовж підйому ЛА на висоту), для чого детонаційний шнур торцевого заряду виготовлено з діаметром поперечного перерізу, що монотонно зменшується від максимального в період запуску двигуна до розрахункового мінімального в кінці роботи двигуна. З метою розширення функціональних можливостей двигуна детонаційний шнур торцевого заряду виготовлено з декількох відрізків з відносно великим або малим діаметром поперечного перерізу і послідовно розташованих відповідно до потрібних величин послідовності та частоти змінювання тяги. Суть корисної моделі пояснюється кресленнями (фіг. 1, 2). Фіг. 1 - загальний вигляд ДРДТП з розрізом торцевого шнурового заряду з необхідним розрахунковим діаметром поперечного перерізу, що монотонно зменшується від максимального до мінімального, фіг. 2 - ДРДТП з розрізом торцевого шнурового заряду, виготовленого з декількох з'єднаних між собою відрізків з відносно великим або малим діаметром поперечного перерізу шнура. ДРДТП складається з 1 UA 100662 U 5 10 15 20 25 моноблочного сопла та множини секцій. Кожна секція містить циліндричну камеру згоряння 1 та детонаційний шнур торцевого заряду 2. Починаючи з першої секції, торцевий заряд виготовлено з детонаційним шнуром необхідного розрахункового діаметра, який впродовж довжини заряду може або зменшуватись монотонно (фіг. 1), або змінюватись ступінчасто декілька разів (фіг. 2) у відповідності до програми змінювання тяги двигуна. ДРДТП, що пропонується, працює наступним чином. Після подавання команди на запуск двигуна починається запалювання та детонаційне горіння шнурового заряду 2 у циліндричній камері згоряння 1. Продукти згоряння палива з витратами, пропорційними діаметру поперечного перерізу шнура, витікають із сопла камери двигуна та створюють тягу. При зменшенні (або збільшенні) діаметра детонаційного шнура витрати продуктів згорання зменшуються (збільшуються), відповідно з цим зменшується (збільшується) тяга двигуна. Використання двигуна з торцевим зарядом шнурового типу зі змінним діаметром детонаційного шнура розширює функціональні і балістичні характеристики двигуна і літального апарата. Таким чином, перевагою корисної моделі є підвищення енергомасових та функціональних характеристик двигуна. Джерела інформації: 1. Кукушкин В.И. Состояние и перспективы разработки РДТТ /В.И. Кукушкин //АІАА Рар. 1992. - № 3872. - С. 9. 2. Коваленко Н.Д. О состоянии разработок и перспективах применения реактивных двигателей с детонационной газификацией топлива /Н.Д. Коваленко, А.Е. Золотько, А.О. Кириченко /Техническая механика. - Днепропетровск. - 2011. - № 2. - С. 30-48. 3. Пат. на винахід 101762 Україна, МПК F02K 9/08. Детонаційний ракетний двигун твердого палива /М.Д. Коваленко, М.П. Кузьменко, О.О. Кіріченко; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і ДКАУ. - а201200282; заявл. 10.01.2012, опубл. 25.04.2013. - Бюл. № 8-6 с. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 30 35 40 1. Детонаційний ракетний двигун твердого палива, що містить циліндричну багатосекційну камеру згоряння і розміщений в ній торцевий заряд детонаційного твердого палива, виготовлений із багатьох прошарків детонаційного шнура, який відрізняється тим, що детонаційний шнур торцевого заряду виготовлено зі змінним діаметром поперечного перерізу відповідно до потрібної протягом часу роботи двигуна програмної зміни тяги. 2. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за п. 1, який відрізняється тим, що детонаційний шнур торцевого заряду виготовлено з діаметром поперечного перерізу, що монотонно зменшується від максимального в період запуску двигуна до розрахункового мінімального в кінці роботи двигуна. 3. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за п. 1, який відрізняється тим, що детонаційний шнур торцевого заряду виготовлено з декількох з'єднаних між собою відрізків з відносно великим або малим діаметром поперечного перерізу і послідовно розташованих відповідно до потрібних величин послідовності та частоти змінювання тяги. 2 UA 100662 U Комп’ютерна верстка І. Скворцова Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3