Детонаційний ракетний двигун твердого палива з псевдосоплом

Реферат: Винахід належить до ракетно-космічної техніки, а саме до детонаційних ракетних двигунів твердого палива. Детонаційний ракетний двигун твердого палива містить циліндричну камеру згоряння і розміщений в ній торцевий заряд детонаційного твердого палива, виготовлений із багатьох прошарків детонаційного шнура. В корпусі циліндричної камери згоряння прошарки шнура утворюють контур півсопла заданого профілю так, що при одночасному згорянні всіх прошарків фронт горіння утворює контур палаючого сопла із заданим профілем, що рухається, при цьому стінки циліндричної камери відкидаються в певному інтервалі за допомогою шнурових дистанційних керованих зарядів. Перевагою винаходу є підвищення енергомасових та функціональних характеристик двигуна. Винахід може бути використаний як маршовий двигун ступенів ракет, розгінні блоки та космічні апарати. UA 115369 C2 (12) UA 115369 C2 UA 115369 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний як маршовий двигун ступенів ракет, розгінні блоки та космічні апарати. 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 [1-2]. Цей двигун містить в собі камеру згоряння і розміщений в ній заряд у вигляді прошарків детонаційного шнура, розділених прошарками демпфуючої 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 [3]. В залежності від типу шнурового заряду відомі безсоплові ДРДТП, з соплом Лаваля, надзвуковим соплом циліндричної або конусоподібної форми [3]. Найбільш близьким аналогом (прототипом винаходу) вибрано безсопловий ДРДТП з керованим детонаційним горінням твердого палива з торцевим шнуровим зарядом, який описано в [3, рис. 4]. До загальних істотних ознак прототипу та двигуна, що заявляється, є наявність циліндричної камери згоряння і розміщеного в ній торцевого заряду детонаційного твердого палива, виготовленого із багатьох прошарків детонаційного шнура, укладеного плоскими спіральними прошарками, розділеними плоскими демпфуючими прокладками, які не допускають розповсюдження детонації за межі детонуючої ділянки шнура на сусідні шнури, і які газифікуються при проходженні по шнуру детонаційної хвилі, детонатора, з'єднаного з кінцем детонаційного шнура, розташованим на останньому прошарку шнура, і з системою запуску двигуна. Недоліком двигуна-прототипу є недосконалість конструкції камери, яка пов'язана з тим, що по мірі вигоряння торцевого заряду камери двигуна зростає довжина її вільного об'єму, який збільшує довжину сопла, що призводить до втрат швидкісного напору газового потоку в соплі і, як наслідок, до зниження економічності двигуна в цілому. В роботі [3] відзначено доцільність і принципову можливість послідовного відділення і відкидання відпрацьованих фрагментів камери ДРДТП з торцевим зарядом палива з метою підвищення балістичних характеристик літального апарата, але не визначено технічні рішення щодо реалізації заданих можливостей, а також мала ефективність розміщення торцевого заряду детонаційного палива. В основу винаходу, що заявляється, поставлено задачу удосконалення ДРДТП за рахунок використання нових технічних рішень щодо камери згоряння та нової організації розміщення торцевого заряду - у вигляді псевдосопла. Використання псевдосопла широко відоме у РДТП [4, 5]. В роботі [5] зазначено, що використання вдалих видів палив дає реальну можливість для розробки безсоплового РДТП, рівного за ефективністю двигуну з соплом, але дешевше останнього на 10 %, або кращого за ефективністю від типового РДТП на 2-15 %. Поставлена задача вирішується тим, що в корпусі циліндричної камери згоряння прошарки шнура прокладені пошарово так, що кожний горизонтальний шар має свій початок і кінець, при цьому початки всіх шнурів в повздовжньому перерізі утворюють контур півсопла заданого профілю та на кожному початку кожного шнура закріплено детонатор для одночасного запалення так, що при одночасному загорянні всіх прошарків фронт горіння рухається з деякою швидкістю та утворює контур палаючого сопла із заданим профілем, що рухається, при цьому стінки циліндричної камери, що оголюються після проходження фронту горіння, відкидаються в певному інтервалі за допомогою певної кількості шнурових дистанційних керованих зарядів, закріплених на поверхні циліндричної камери по колу поперек утворюючої циліндра. З метою підвищення ефективності двигуна швидкість горіння кожного прошарку може бути різна, так що контур палаючого сопла, що рухається, може бути з постійним або мінливим профілем. З метою підвищення функціональних можливостей в межах практичного застосування, що камера згоряння двигуна може бути як циліндричної, так і конічної форми. З метою підвищення енергетичності двигуна шнури в соплі можуть бути різного діаметра. З метою підвищення енергетичності двигуна шнури в соплі розміщені з різною щільністю компонування. Суть винаходу пояснюється кресленнями (фіг. 1, 2, 3). Фіг. 1 - загальний вигляд ДРДТП, фіг. 2 - переміщення палаючого контуру псевдосопла, фіг. 3 - відділення оголеної частини циліндричної камери згоряння. ДРДТП складається з циліндричної камери згоряння 1, твердого 1 UA 115369 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 палива 2 у вигляді окремих горизонтальних прошарків детонаційного шнура, між прошарками шнура прокладено демпфуючі прокладки 3, та детонаторів 4, які закріплюються на кінцях кожного прошарку так, що при осьовому перерізі двигуна утворюється контур півсопла (фіг. 1). На циліндричній камері згоряння із зовнішнього або внутрішнього боку прокладено на певній відстані один від одного шнурові дистанційні керовані заряди 5 у вигляді розривних детонаційних шнурів. ДРДТП, що пропонується, працює наступним чином. Після подавання команди на запуск двигуна ініціюються детонатори 4, починається запалювання та детонаційне горіння шнурового твердого палива 2 у циліндричній камері згоряння 1 (фіг. 2). Кожний шнур у горизонтальному шарі горить окремо і фронт горіння, просуваючись вперед, утримує профіль палаючого сопла (фіг. 2). Шнури, які знаходяться на периферії від осі двигуна, можуть горіти зі швидкістю, більшою, ніж шнури, що знаходяться близько до осі так, щоб при подальшому просуванні фронту горіння псевдосопла контур останнього підтримувався постійним. Продукти згоряння твердого палива, відриваючись від поверхні палаючого сопла і просуваючись до зрізу, утворюють ефект надзвукового сопла, а також додатковий імпульс тяги. При подальшому горінні та просуванні псевдосопла вглиб циліндричної камери частина її буде "оголюватись". Ця частина камери, щоб не бути зайвою масою у подальшому, через певні проміжки часу буде відстрілюватися шляхом ініціювання шнурових дистанційних керованих зарядів 5 (фіг. 3). Зруйновані частини корпусу при відділенні також будуть створювати додатковий імпульс. Використання запропонованого ДРДТП з псевдосоплом та можливість відкидання в певному інтервалі оголених частин камери за допомогою детонаційного шнура збільшує економічність, габаритно-масові характеристики двигуна, а також балістичні характеристики літального апарата. Таким чином, перевагою винаходу 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. Некоторые результаты разработки и испытаний детонационных ракетных двигателей / Н.Д. Коваленко, А.О. Кириченко // Современная наука: исследования, идеи, результаты, технологии. Силовые и энергетические установки аэрокосмических аппаратов: специальный выпуск по материалам семинара "1-й Украинский семинар по аэрокосмической технике", 14-18 сентября 2009 г. - Днепропетровск: Триакон, 2009. - № 2. - С. 19. 3. 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. 4. Газодинамика сверхзвуковых укороченных сопел / Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников, Ю.В. Гора, Л.З. Гребенюк. - К.: Наукова думка, 1993. - 224 с. 5. Ракетные двигатели твёрдого топлива в конце 1990-х гг. - М.: ВИНИТИ, ЭИ Астронавтика и ракетодинамика. - 1987. - № 34. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 45 50 55 60 1. Детонаційний ракетний двигун твердого палива, що містить циліндричну камеру згоряння і розміщений в ній торцевий заряд детонаційного твердого палива, виготовлений із багатьох прошарків детонаційного шнура, укладеного плоскими спіральними прошарками, розділеними плоскими демпфуючими прокладками, які виконані з властивістю недопускання розповсюдження детонації за межі детонуючої ділянки шнура на сусідні шнури, і властивістю газифікації при проходженні по шнуру детонаційної хвилі, та детонатор, з'єднаний з кінцем детонаційного шнура, розташованим на останньому прошарку шнура, і з системою запуску двигуна, який відрізняється тим, що в корпусі циліндричної камери згоряння прошарки шнура прокладені пошарово так, що кожний горизонтальний шар має свій початок і кінець, при цьому початки всіх шнурів в повздовжньому перерізі утворюють контур півсопла заданого профілю та на кожному початку кожного шнура закріплено детонатор для одночасного запалення з утворенням, при одночасному загорянні всіх прошарків, рухливого фронту горіння та утворенням цим фронтом рухливого контуру палаючого сопла із заданим профілем, при цьому стінки циліндричної камери виконанні з властивістю оголювання після проходження фронту горіння та відкидання в певному інтервалі за допомогою певної кількості шнурових дистанційно керованих зарядів, закріплених на поверхні циліндричної камери по колу поперек твірної циліндра. 2 UA 115369 C2 5 2. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за п. 1, який відрізняється тим, що швидкість горіння кожного прошарку різна, так що контур палаючого сопла, що рухається, може бути з постійним або мінливим профілем. 3. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за п. 1, який відрізняється тим, що камера згоряння двигуна виконана конічної форми. 4. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за пп. 1, 2, який відрізняється тим, що шнури в соплі виконані різного діаметра. 5. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за пп. 1, 4, який відрізняється тим, що шнури в соплі розміщені з різною щільністю компонування. Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков Міністерство економічного розвитку і торгівлі України, вул. М. Грушевського, 12/2, м. Київ, 01008, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3