Детонаційний ракетний двигун твердого палива

Реферат: Запропоновано 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 демпфіруючими прокладками, які не допускають розповсюдження детонації за межі детонуючої ділянки шнура на сусідні шнури і які газифікуються при проходженні по шнуру детонаційної хвилі, надзвукове сопло камери та детонатор, з'єднаний з кінцем детонаційного шнура, розташованим на останньому прошарку шнура, і з системою запуску двигуна. Корпус циліндричної камери згоряння виготовлено багатосекційним, кожна секція корпуса камери виготовлена довжиною, рівною довжині сопла камери двигуна, сопло камери своєю вхідною частиною і кожна секція корпуса камери з'єднані між собою UA 101762 C2 (12) UA 101762 C2 автоматизованим роз'ємним сполученням з командним пристроєм, який подає керуючу команду при надходженні до нього детонаційної хвилі від продуктів згоряння детонаційною шнура на роз'єднання автоматизованим роз'ємним сполученням, спочатку моноблочного сопла від першої секції, потім першої секції від другої секції після вигоряння в першій секції заряду детонаційного палива і т.д. UA 101762 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний як маршовий двигун ступенів ракет, розгінних блоків та космічних апаратів. 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 шпуровим 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 демпферуючої 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 ДРДTП, з соплом Лаваля, надзвуковим соплом циліндричної або конусоподібної форми [3]. Найбільш близьким аналогом (прототипом винаходу) вибрано ДРДТП з торцевим шнуровим зарядом та надзвуковим соплом, який описано в [3, рис. 2 а]. 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, укладеною плоскими спіральними прошарками, розділеними плоскими демпферуючими прокладками, які не допускають розповсюдження детонації за межі детонуючої ділянки шнура на сусідні шнури, і які газифікуються при проходженні по шнуру детонаційної хвилі, надзвукове сопло камери та детонатор, з'єднаний з кінцем детонаційного шнура, розташованим на останньому прошарку шнура, і з системою запуску двигуна. Недоліком двигуна-прототипу є недосконалість конструкції камери та сопла двигуна, яка пов'язана з тим, що у міру 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 ДРДTП з торцевим зарядом палива з метою підвищення балістичних характеристик літального апарата, але не визначено технічні рішення щодо реалізації заданих можливостей. В основу винаходу, що заявляється, поставлено задачу удосконалення ДРДТП за рахунок використання нових технічних рішень щодо камери згоряння і сопла двигуна з метою розширення функціональних можливостей та забезпечення більш високих енергомасових характеристик двигуна і балістичних характеристик літального апарата, в якому двигун використовується. Поставлена задача вирішується тим, що корпус циліндричної камери згоряння виготовлено багатосекційним, кожна секція корпуса камери виготовлена довжиною, рівною довжині сопла камери двигуна, сопло камери своєю вхідною частиною і кожна секція корпуса камери з'єднані між собою автоматизованим роз'ємним сполученням з командним пристроєм, який подає керуючу команду при надходженні до нього детонаційної хвилі від продуктів згоряння детонаційного шнура на роз'єднання автоматизованим роз'ємним сполученням, спочатку моноблочного сопла від першої секції, потім першої секції від другої секції після вигоряння в першій секції заряду детонаційного палива і т.д. З метою підвищення надійності і швидкодії в автоматизованому роз'ємному сполученні застосовано розривний детонаційний шнур з детонатором, який закладено в профільованому кільцевому каналі, виготовленому в автоматизованому роз'ємному сполученні, і з'єднано з командним пристроєм. Командний пристрій, реагуючи на проходження детонаційної хвилі, подає команду на ініціювання детонатора, що призводить до запалювання та детонаційного горіння розривного детонаційного шнура, яке спричиняє роз'єднання автоматизованого роз'ємного сполучення по лінії профільованого кільцевого каналу, завдяки чому відбувається відділення відпрацьованих секцій. Відомо [1-3], що в циліндричній камері згоряння з торцевим шнуровим зарядом детонаційного палива продукти згоряння витікають із камери з надзвуковою швидкістю. В зв'язку з цим, з метою підвищення економічності двигуна сопло двигуна виготовлено у вигляді конусоподібного або іншої форми розтруба, що розширюється з півкутом (5-15) градусів, з'єднаного автоматизованим роз'ємним сполученням з камерою детонаційного згоряння палива. 1 UA 101762 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 З метою подальшого підвищення економічності двигуна секції камери згоряння ДРДTП виготовлено таким чином, що вони можуть розгортатися із силової (міцної) циліндричної оболонки камери згоряння в конусоподібний або іншої форми розтруб, що розширюється з напівкутом (5-15) градусів. З метою розширення функціональних можливостей двигуна торцевий шнуровий заряд детонаційного твердого палива розділено на декілька послідовно укладених та ізольованих одна від іншої частин, кожна частина оснащена детонатором, з'єднаним з системою запуску двигуна. Суть винаходу пояснюється кресленнями (фіг. 1, 2). Фіг. 1 - загальний вид ДРДTП, фіг. 2 секція ДРДТП разом з автоматизованим роз'ємним сполученням. ДРДТП складається із моноблочного сопла А0 та множини секцій А, В, С, D…N, N+1 (фіг. 1). Кожна секція складається з циліндричної камери згоряння 1 (фіг. 2), твердого палива у вигляді спіральних прошарків детонаційного шнура 2; між прошарками шнура прокладено демпфіруючі прокладки 3, які газифікуються при проходженні по шнуру детонаційної хвилі, та детонатор 4, який закріплено на одному з кінців шнура. Між секціями знаходиться автоматизоване роз'ємне сполучення 5, на якому в профільованому кільцевому каналі прокладено розривний детонаційний шнур 6 з детонатором 7 та розташовано командний пристрій 8. ДРДТП, що пропонується, працює наступним чином. Після подавання команди на запуск двигуна ініціюється детонатор 4, починається запалювання та детонаційне горіння шнурового твердого налива 2 у циліндричній камері згоряння 1 у секції А (фіг. 1, 2). Як тільки фронт горіння пройде лінію b-b та буде рухатися до лінії с-с (фіг. 1), командний пристрій 8, розташований у автоматизованому роз'ємному сполученні 5 по лінії b-b, реагуючи на проходження детонаційної хвилі, подає команду на ініціювання детонатора 7, який знаходиться у автоматизованому роз'ємному сполученні 5 по лінії а-а, що призводить до запалювання та детонаційного горіння розривного детонаційного шнура 6, завдяки чому відбувається процес відділення автоматизованим роз'ємним сполученням моноблочного сопла А0. Як тільки фронт горіння пройде лінію с-с та буде рухатись до лінії d-d, по лінії b-b почнеться процес відділення автоматизованим роз'ємним сполученням секції А. Як тільки фронт горіння пройде лінію d-d та буде рухатись до лінії е-е, по лінії с-с почнеться процес відділення секції В. Далі цикл роботи двигуна повторюється за тією ж схемою. Секції А, В, С, D…N, N+1 за необхідності почергово розгортаються у конічні або іншої форми розтруби, а потім почергово відділяються. Схема розгортання і відділення секцій буде наступна: після проходження фронтом горіння лінії b-b командний пристрій 8, розташований у автоматизованому роз'ємному сполученні 5 по лінії b-b, подає дві команди: перша на ініціювання детонатора 7, який знаходиться у автоматизованому роз'ємному сполученні 5 по лінії а-а, що призводить до запалювання та детонаційного горіння розривного детонаційного шнура 6, завдяки чому відбувається процес відділення автоматизованим роз'ємним сполученням моноблочного сопла А0, та друга - на розкриття секції А у розтруб. Після проходження фронтом горіння лінії с-с командним пристроєм 8, розташованим у автоматизованому роз'ємному сполученні 5 по лінії с-с, подаються команди на відділення автоматизованим роз'ємним сполученням секції А (відпрацьованої як розтруб) та на розкриття у розтруб секції В. Далі цикл роботи двигуна повторюється за тією ж схемою. Використання запропонованої багатосекційної камери згоряння з відділенням секцій збільшує економічність, габаритно-масові характеристики двигуна, а також балістичні характеристики літального апарата. Таким чином, перевагою винаходу є підвищення енергомасових та функціональних характеристик двигуна. Список використаних джерел: 1. Кукушкин В.И. Состояние и перспективы разработки РДТТ / В.И. Кукушкин // АІАА Рар.1992. - № 3872. - С. 9. 2. Коваленко П.Д. Некоторые результаты разработки и испытаний детонационных ракетных двигателей / Н.Д. Коваленко, Л.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. 2 UA 101762 C2 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 5 10 15 20 25 30 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 демпфіруючими прокладками, які не допускають розповсюдження детонації за межі детонуючої ділянки шнура на сусідні шнури і які газифікуються при проходженні по шнуру детонаційної хвилі, надзвукове сопло камери та детонатор, з'єднаний з кінцем детонаційного шнура, розташованим на останньому прошарку шнура, і з системою запуску двигуна, який відрізняється тим, що корпус циліндричної камери згоряння виготовлено багатосекційним, кожна секція корпуса камери виготовлена довжиною, рівною довжині сопла камери двигуна, сопло камери своєю вхідною частиною і кожна секція корпуса камери з'єднані між собою автоматизованим роз'ємним сполученням з командним пристроєм, який подає керуючу команду при надходженні до нього детонаційної хвилі від продуктів згоряння детонаційного шнура на послідовне роз'єднання автоматизованим роз'ємним сполученням, спочатку моноблочного сопла від першої секції, потім першої секції від другої секції після вигоряння в першій секції заряду детонаційного палива і далі. 2. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за п. 1, який відрізняється тим, що в автоматизованому роз'ємному сполученні застосовано розривний детонаційний шнур з детонатором, який закладено в профільованому кільцевому каналі, виготовленому в автоматизованому роз'ємному сполученні, і з'єднано з командним пристроєм. 3. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за пп. 1, 2, який відрізняється тим, що сопло двигуна виготовлено у вигляді конусоподібного або іншої форми розтруба, що розширюється з півкутом (5-15) градусів, з'єднаного автоматизованим роз'ємним сполученням з камерою детонаційного згоряння палива. 4. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за пп. 1-3, який відрізняється тим, що секції камери згоряння двигуна виготовлено таким чином, що вони можуть розгортатися із силової (міцної) циліндричної оболонки камери згоряння в конусоподібний або іншої форми розтруб, що розширюється з півкутом (5-15) градусів. 5. Детонаційний ракетний двигун твердого палива за пп. 1-4, який відрізняється тим, що торцевий шнуровий заряд детонаційного твердого палива розділено на послідовно укладені та ізольовані одна від іншої частини, кожна частина оснащена детонатором, з'єднаним з системою запуску двигуна. 3 UA 101762 C2 Комп’ютерна верстка І. Мироненко Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП ―Український інститут промислової власності‖, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4