КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1994 года по МПК F02K7/18 

Изобретение относится к области ракетной техники.

Известен комбинированный ракетно-прямоточный двигатель, в камере сгорания маршевого двигателя которого размещен стартовый двигатель твердого топлива. После срабатывания стартового двигателя подрываются пиросредства и часть его корпуса выбрасывается через сопло ракетно-прямоточного двигателя, открывая окна подвода воздуха в камеру сгорания маршевого двигателя.

Недостатком такого двигателя могут являться отказы в системе подрыва пиросредств отделения стартового двигателя.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому эффекту является комбинированный ракетно-прямоточный двигатель, содержащий маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации в виде срезных пальцев.

Недостатком известного решения является то, что оно не обеспечивает безударного снятия стартовика с упоров и не может быть применено на большой высоте.

Целью изобретения является расширение диапазона применения двигателя и обеспечение безударного снятия стартовика с упоров.

Поставленная цель достигается тем, что в комбинированном ракетно-прямоточном двигателе, содержащем маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации в виде упругого элемента, состыкованного со стартовым двигателем и контактирующего с маршевым двигателем, и фиксаторов с роликами, при этом на боковой поверхности упругого элемента выполнена кольцевая канавка, в которой расположены ролики фиксаторов.

На фиг. 1 показан общий вид двигателя; на фиг. 2 - узел I на фиг. 1; на фиг. 3 - разрез А-А на фиг. 2; на фиг. 4 - вид по стрелке Б на фиг. 3.

Комбинированный ракетно-прямоточный двигатель состоит из камеры сгорания 1, включающей в себя корпус 2, теплозащитные экраны 3, раскладное фронтовое устройство 4, корпус сверхзвукового сопла 5, переднее днище 6, воздухозаборники 7, и стартового двигателя 8, установленного внутри корпуса 2 камеры сгорания 1, с передним 9 и задним 10 поясами радиальной фиксации.

Передний пояс 9 радиальной фиксации состоит из упругого элемента 11, установленного на фланце стартового двигателя 8 и контактирующего с передним днищем 6 камеры сгорания 1. Осевая фиксация стартового двигателя 8 осуществляется с помощью фиксаторов 12.

Фиксатор 12 состоит из корпуса 13, ролика 14 с осью 15, толкателей 16, пружины 17, кривошипов 18, осей 19 и 20.

Фиксатор 12 с помощью осей 20 и стоек 22 присоединен к направляющей 21, установленной на переднем днище 6, сохраняя возможность перемещения в направляющей 21 в пределах размеров паза 23, выполненного в корпусе 13.

Ролики 14 фиксатора 12 взаимодействуют с кольцевой канавкой 24.

Упругий элемент 11 может быть выполнен в виде тарельчатой пружины.

При установке стартового двигателя 8 в камеру сгорания 1 маршевого двигателя 25 стартовый двигатель 8 подается вперед до тех пор пока ролик 14 фиксатора 12 можно будет завести в кольцевую канавку 24. При этом происходит предварительное напряжение упругого элемента 11 до рассчитанной величины, обеспечивающей неподвижное положение стартового двигателя 8 относительно корпуса камеры сгорания 1 при воздействии транспортных перегрузок.

Величина предварительного напряжения упругого элемента 11 зависит от массы стартового двигателя 8 и величины транспортных перегрузок.

Устройство работает следующим образом.

При достижении силы тяги стартового двигателя 8, равной силе предварительного напряжения упругого элемента 11, стартовый двигатель начинает двигаться вперед, выбирает зазор между роликом 14 и стенкой кольцевой канавки 24, а затем выталкивает фиксаторы 12 из канавки. При этом корпус 13 фиксатора, перемещаясь вверх, повернет кривошипы 18 до такого положения, когда дальнейшее перемещение фиксатора 12 в верхнее положение произойдет под действием пружины 17.

Предлагаемое техническое решение может быть применено для крепления сбрасываемых ускоpителей летательных аппаратов при различных скоростях и высотах полета, т.к. расфиксация происходит в начале работы ускорителя, что повышает надежность срабатывания устройства.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает неподвижное положение стартового двигателя относительно корпуса камеры сгорания маршевого двигателя при воздействии транспортных перегрузок и безударное снятие с упора при работе двигателя. Кроме того, запасенная энергия деформации упругого элемента способствует уменьшению времени выброса корпуса стартового двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Техническая задача изобретения заключается в расширении диапазона применения двигателя и обеспечении безударного снятия стартовика с упоров. Ракетно-прямоточный двигатель содержит маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации. 4 ил.

КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации, отличающийся тем, что в нем узел осевой фиксации выполнен в виде упругого элемента, состыкованного со стартовым двигателем и контактирующим с маршевым двигателем, и фиксаторов с роликами, при этом на боковой поверхности упругого элемента выполнена кольцевая канавка, в которой расположены ролики фиксаторов.