РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1998 года по МПК F02K9/08 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно маршевым ракетным двигателям снарядов и ракет, запускаемых после вылета из ствола орудия или контейнера.

Известен ракетный двигатель с одной поверхностью горения топливного заряда [1], включающий корпус, сопловое днище, вкладной заряд с открытой торцовой поверхностью, при этом сопловое днище выполнено коническим в виде воронки.

Достоинством этого ракетного двигателя является высокий коэффициент заполнения топливом, постоянство поверхности горения и большая толщина горящего свода.

Недостатком рассматриваемого ракетного двигателя является то, что двигатель такой конструкции невозможно использовать в качестве маршевого двигателя артиллерийских активно-реактивных снарядов и ракет, выстреливаемых с помощью импульсных стартовых двигателей, так как продольная перегрузка, действующая на снаряд от срабатывания импульсного стартового двигателя или метательного заряда, составляет сотни и тысячи единиц и из-за малой опорной поверхности заряда твердого топлива на коническом сопловом днище в заряде возникают напряжения, приводящие к его разрушению.

Известен также ракетный двигатель для активно-реактивного артиллерийского снаряда [2], включающий корпус, сопловую опору, вкладной заряд с открытой торцевой поверхностью и воспламенитель, расположенный в сопле. Сопловая опора выполнена плоской, что увеличивает опорную поверхность для заряда твердого топлива, снижая тем самым напряжения в заряде от действия инерционных сил и сохраняя заряд от разрушения при старте. Однако при этом в момент срабатывания воспламенителя, расположенного в сопле, небронированная торцовая поверхность заряда под действием стартовых перегрузок прижата к сопловой опоре и тем самым большая часть незабронированной поверхности заряда является закрытой от продуктов сгорания воспламенителя. Начальной поверхностью, открытой для продуктов сгорания воспламенителя, является небольшая центральная часть торцевой поверхности заряда, расположенная в области входного сечения заходной части сопла.

Так как маршевые двигатели (МД) имеют относительно небольшое значение силы тяги, необходимой в основном для компенсации лобового сопротивления, то сопла этих МД имеют относительно небольшие диаметры критического сечения и входного сечения заходной части сопла, поэтому открытая для продуктов сгорания воспламенителя центральная часть, определяемая входным сечением заходной части сопла, составляет небольшую часть от торцевой поверхности заряда. Аналогичная картина наблюдается в двигателях снарядов, выстреливаемых из орудий с большими углами возвышения (стрельба из мортир и гаубиц).

В процессе срабатывания воспламенителя и сброса сопловой заглушки заряд не успевает отодвинуться от сопловой опоры и из-за небольшой начальной поверхности воспламенения, а также относительно небольшого свободного объема, определяемого объемом заходной и выходной частей сопла, в момент сброса сопловой заглушки происходит резкий сброс давления, что приводит к быстрому истечению газа из малого объема и затяжному выходу на режим или невоспламенению заряда, т. е. известный двигатель имеет недостаточную надежность в процессе воспламенения заряда и выхода двигателя на режим, особенно при минусовых температурах заряда.

Задача изобретения - повышение надежности ракетного двигателя твердого топлива в процессе воспламенения заряда и выхода двигателя на режим.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, включающем корпус, сопловую опору, вкладной заряд с открытой торцовой поверхностью и воспламенитель, в нем между зарядом и внутренней поверхностью корпуса образована кольцевая полость, а в сопловой опоре со стороны заряда выполнены сквозные радиальные пазы, при этом кольцевая полость газодинамически (через пазы) соединена с зоной расположения воспламенителя.

Выполнение кольцевой полости между зарядом и внутренней поверхностью корпуса (камеры сгорания) и ее газодинамическая связь через сквозные радиальные пазы, выполненные в сопловой опоре, с зоной расположения воспламенителя - все это обеспечивает увеличение объема, заполняемого пороховым газом к моменту вскрытия сопла, что уменьшает градиент спада давления в камере сгорания при сбросе сопловой заглушки. При этом обеспечивается течение продуктов сгорания воспламенителя по радиальным пазам и воспламенение участков торцевой поверхности заряда, контактирующих с пазами.

Ширина радиальных пазов и их количество выбираются так, чтобы при действии стартовых осевых перегрузок на торцовой поверхности заряда, контактирующей с сопловой опорой, контактные напряжения не превышали допустимых значений для данного вида топлива.

На фиг. 1 представлен общий вид ракетного двигателя твердого топлива в разрезе; на фиг. 2 - вид на сопловую опору, разрез А-А, на фиг. 1.

РДТТ включает корпус 1, сопловую опору 2, вкладной заряд 3 с открытой торцовой поверхностью 4 и воспламенитель 5. Между зарядом 3 и внутренней поверхностью 6 корпуса 1 образована кольцевая полость 7, а в сопловой опоре 2 (со стороны заряда З) выполнены сквозные радиальные пазы 8, при этом полость 7 газодинамически (через пазы 8) соединена с зоной 9 расположения воспламенителя 5. Для более равномерного воспламенения торцевой поверхности 4 пазы 8 выполняются симметричными относительно продольной оси двигателя. Позиция 10 - бронирующее покрытие, закрывающее заряд 3. Сопловая заглушка 11 установлена в выходном раструбе сопла на герметизирующем составе. Инициатором воспламенителя 5 является, например, пирозамедлитель 12, установленный на сопловой заглушке 11. Элемент форсирования сопловой заглушки выполнен, например, в виде штифта 13.

РДТТ работает следующим образом.

При движении снаряда по стволу орудия или пусковой трубе (контейнеру) вкладной заряд 3 под действием инерционных сил от перегрузок разгона, а также вертикальной составляющей веса при мортирной стрельбе прижат открытой торцовой поверхностью 4 к опоре 2. При этом от продуктов сгорания метательного заряда инициируется пирозамедлитель 12, который после вылета снаряда из ствола инициирует воспламенитель 5, продукты сгорания которого устремляются по радиальным пазам 8 вдоль торцовой поверхности 4 в направлении полости 7. Продукты сгорания воспламенителя 5, взаимодействуя с открытыми участками поверхности заряда 3 (открытыми участками поверхности заряда, являются центральная часть торцовой поверхности 4, примыкающая к входному сечению заходной части сопла и участки торцовой поверхности 4, примыкающие к радиальным пазам 8, воспламеняют их. Под действием давления от продуктов сгорания воспламенителя 5 и успевших воспламениться участков торцовой поверхности 4 заряд 3 начинает отдвигаться в осевом направлении от сопловой опоры 2 и при достижении в камере определенного давления срезается штифт 13 и вскрывается сопло, при этом заглушка 11 отлетает в направлении, противоположном движению снаряда. После вскрытия сопла продукты сгорания, предварительно заполнившие полость 7, начинают истекать в обратном направлении (в сторону сопла) и при этом вновь омывают торцовую поверхность 4, отодвинутую уже от опоры 2, и при этом воспламеняют невоспламенившиеся еще участки небронированной поверхности заряда 3. В момент вскрытия сопла из-за наличия газов в кольцевой полости 7, объем которой превосходит объем полости расположения воспламенителя 5, не происходит резкого спада давления в камере сгорания, что исключает загасание топливного заряда 3. Двигатель надежно выходит на режим и продолжает работать до полного выгорания топливного заряда.

Таким образом, предлагаемое техническое решение по сравнению с ближайшим аналогом позволило повысить надежность работы РДТТ в процессе воспламенения заряда и выхода двигателя на режим за счет:
улучшения воспламенения заряда твердого топлива путем увеличения времени взаимодействия продуктов сгорания воспламенителя с открытой поверхностью заряда;
исключения загасания заряда в момент вскрытия сопла путем уменьшения градиента спада давления в камере сгорания двигателя;
уменьшения максимального давления в камере сгорания двигателя в момент срабатывания воспламенителя путем увеличения свободного объема газодинамическим сообщением зоны расположения воспламенителя с полостью между наружной поверхностью заряда и внутренней поверхностью корпуса двигателя.

Источники информации
1. Заявка Японии N 50-17605, МКИ F 02 K 9/00, НКИ 51 B 841.

2. Патент США N 3404532, НКИ 60-256, 1967.

Ракетный двигатель твердого топлива предназначен для запуска маршевых двигателей снарядов и ракет, после вылета из ствола орудия или контейнера. Двигатель содержит корпус 1, сопловую опору 2, вкладной заряд 3 с открытой торцовой поверхностью 4 и воспламенитель 5. Между зарядом 3 и внутренней поверхностью 6 корпуса образована кольцевая полость 7. В сопловой опоре со стороны заряда выполнены сквозные радиальные пазы 8. Кольцевая полость через пазы 8 газодинамически соединена с зоной 9 расположения воспламенителя. Изобретение обеспечивает повышение надежности ракетного двигателя твердого топлива в процессе воспламенения заряда и выхода двигателя на режим. 2 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, включающий корпус, сопловую опору, вкладной заряд с открытой торцевой поверхностью и воспламенитель, отличающийся тем, что в нем между зарядом и внутренней поверхностью корпуса образована кольцевая полость, а в сопловой опоре, со стороны заряда, выполнены сквозные радиальные пазы, при этом кольцевая полость газодинамически через пазы соединена с зоной расположения воспламенителя.