ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1997 года по МПК F02K9/30 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям и может быть использовано при создании систем дальнобойных баллистических ракет и реактивных снарядов различных систем.

Известны различные конструкции двухрежимных двигателей, включающие корпус с топливными зарядами режимов, сопловой блок и стабилизаторы [1]
Недостатком данных двигателей является низкий КПД, обусловленный тем, что продукты сгорания топливных зарядов как первого, так и второго режимов истекают через одни и те же сверхзвуковые сопла.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является двухрежимный ракетный двигатель, содержащий корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива, размещенную между камерами сгорания перегородку, включающую, по меньшей мере, одно запальное и одно выпускное отверстие, сопловой блок со сверхзвуковыми соплами стартового режима, содержащий трубопровод, соединенный одним концом через выпускное отверстие перегородки с камерой сгорания маршевого режима [2]
Задачей настоящего изобретения является упрощение конструкции двигателя и повышение надежности его работы.

Решение этой задачи достигается тем, что в известном двухрежимном ракетном двигателе камера сгорания стартового режима содержит трубопровод, соединенный одним концом через отверстие перегородки с камерой сгорания маршевого режима, а другим концом со сверхзвуковым соплом того же режима, при этом запальное отверстие в перегородке, со стороны камеры сгорания маршевого режима, содержит обратный клапан.

Двухрежимный ракетный двигатель отличается также тем, что внутренний диаметр трубопровод выполнен равным либо превышающим наружный диаметр отверстия конфузора сверхзвукового сопла маршевого режима, что обеспечивает условия эффективной работы двигателя.

На чертеже представлен общий вид двухрежимного ракетного двигателя.

Двигатель содержит корпус 1, размещенные в корпусе 1 камеру сгорания 2 с трердотопливным зарядом 3 стартового режима и камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом 5 маршевого режима. Между зарядами 3 и 5 в корпусе 1 размещена перегородка, 6, которая жестко прикреплена к корпусу 1 и содержит отверстие 7 по оси для выхода продуктов сгорания топливного заряда 5 и запальные отверстия 8. Каждое запальное отверстие 8 снабжено пластинчатым обратным клапаном 9, размещенным со стороны камеры сгорания 4. Двигатель содержит сопловой блок 10 с концентрично размещенными в нем сверхзвуковыми соплами стартового режима 11 и, по меньшей мере, одно сопло маршевого режима 12, размещенное по оси соплового блока 10.

Внутри двигателя размещен соединительный трубопровод 13, подключенный с одной стороны через отверстие 7 перегородки 6 к камере сгорания 4, а другим
нижним концом подключен к сверхзвуковому соплу маршевого режима 12. При этом внутренний диаметр отверстия соединительного трубопровода 13 равен наружному (т.е. максимальному) диаметру отверстия конфузора сверхзвукового сопла 12 либо несколько превышает его по размерам. В данном случае указанные диаметры отверстий равны. Ракетный двигатель содержит в нижней части стабилизаторы 14, контактную крышку 15 и размещенный на ней электровоспламенитель 16, с токопроводящим шнуром 17. Электровоспламенитель 16 введен в камеру сгорания 2 через одно из сверхзвуковых сопел стартового режима 11.

Двухрежимный ракетный двигатель работает следующим образом.

При запуске двигателя через токопроводящий шнур 17 к электровоспламенителю 16 подается электрический ток, от которого срабатывает электровоспламенитель 16 и воспламеняет твердотопливный заряд стартового режима 3. Под действием сжатых газов, образовавшихся в камере сгорания 2, контактная крышка 15 отстреливается от соплового блока 10 и двигатель выходит на рабочий режим. В процессе горения заряда 3, поверхность горения перемещается к перегородке 6, обеспечивая при этом необходимую тягу двигателя. При достижении пламени перегородки 6, форс огня через запальные отверстия 8 проходит в камеру сгорания маршевого режима 4 и воспламеняет твердотопливный заряд 5. Топливный заряд 3 при этом выгорает полностью и давление газов в камере сгорания стартового режима 2 падает. Одновременно при возгорании топливного заряда 5 давление в камере маршевого режима 5 возрастает. Клапаны 9 под действием давления сжатых газов перекрывают запальные отверстия 8. Образующиеся в камере сгорания 4 газы проходят через трубопровод 13 в сверхзвуковое сопло маршевого режима 12 и выбрасываются наружу, обеспечивая необходимую тягу двигателя на маршевом участке полета ракеты.

Двигатель может иметь не одно, как показано на чертеже, сверхзвуковое сопло маршевого режима 12, а несколько. В этом случае сопла могут быть размещены в сопловом блоке 10 концентрично продольной оси двигателя аналогично соплам стартового режима 11. При этом количество соединительных трубопроводов 13 должно соответствовать количеству сопел маршевого режима 12. (Вариант двигателя с несколькими соплами маршевого режима на чертеже не показан, чтобы не усложнять чертеж).

Таким образом, предложен двухрежимный двигатель, отличающийся от прототипа простотой конструкции и достаточно высокой надежностью работы.

Двигатель может быть использован при создании различных систем баллистических ракет.

Использование: в ракетной технике, а именно в двухрежимных ракетных двигателях твердого топлива. Сущность изобретения: В корпусе двигателя расположены камеры сгорания (КС) стартового и маршевого режимов, между ними размещена перегородка (П) с запальным и впускным отверстиями. В торце двигателя размещен сопловой блок со сверхзвуковыми соплами (ОС) стартового режима (СР) и, по меньшей мере, одно СС маршевого режима (МР). Внутри двигателя размещен трубопровод, соединенный одним концом через выпускное отверстие (П) с (КС) (МР). Внутренний диаметр трубопровода выполнен равным либо превышающим наружный наибольший диаметр отверстия конфузора (ОС) (МР). 1 ил.

Двухрежимный ракетный двигатель, содержащий корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива стартового режима и камеру сгорания с зарядом твердого топлива маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку, включающую по меньшей мере одно запальное и одно выпускное отверстия, сопловой блок со сверхзвуковыми соплами стартового режима, содержащий трубопровод, соединенный одним концом через выпускное отверстие перегородки с камерой сгорания маршевого режима, отличающийся тем, что сопловой блок содержит дополнительно по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное к трубопроводу, при этом внутренний диаметр трубопровода выполнен равным либо превышающим наружный наибольший диаметр отверстия конфузора сверхзвукового сопла маршевого режима.