ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2002 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 ракетных двигателей, включающие корпус с топливными зарядами стартового и маршевого режимов, сопловой блок и стабилизаторы (Бибилашвили Н. Ш., Бурцев И.И., Серегин Ю.А. Руководство по организации и проведению противоградовых работ. - Л.: Гидрометеоиздат, 1981, с. 43-46).

Недостатком известных двигателей является низкий КПД, обусловленный тем, что продукты сгорания топливных зарядов как первого, так и второго режимов истекают через одни и те же сопла.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, 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, содержащую центральное отверстие и по меньшей мере одно запальное отверстие, снабженное со стороны камеры сгорания маршевого режима обратным клапаном, сопловой блок содержащий сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод к камере сгорания маршевого режима (Патент Российской Федерации 2084676, М.кл. F 02 К 9/30, 1994 г.) прототип.

Несмотря на высокий КПД двигателя, наличие пластинчатых обратных клапанов в запальных отверстиях перегородки существенно снижает надежность работы двигателя. Это обусловлено тем, что в зоне высоких температур, достигающих уровня порядка 2500-3000^oС, пластины не выдерживают. Проблема не может быть решена даже при использовании обратных шариковых клапанов, подпружиненных к запальным отверстиям перегородки. Проблема усугубляется еще тем, что на клапан, установленный в запальное отверстие перегородки, действует высокая температура и давление порядка 100 атмосфер со стороны камеры сгорания стартового режима, а затем те же условия воздействуют на клапан со стороны камеры сгорания маршевого режима. При таких режимах обратные клапана не могут функционировать нормально и могут быть полностью разрушены либо деформированы до такой степени, что газы из камеры сгорания маршевого режима частично будут проходить в камеру сгорания стартового режима через образовавшиеся щели между перегородкой и клапаном. В результате из-за недостаточно высокой надежности работы узлов обратного клапана снижается дальность полета ракеты, а следовательно, и эффективность его применения.

Техническим результатом от использования заявленного устройства является повышение надежности и эффективности работы ракетного двигателя.

Технический результат достигается тем, что в известном двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем 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, содержащую центральное отверстие по оси и по меньшей мере однозапальное отверстие, сопловой блок, содержащий сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод и центральное отверстие перегородки к камере сгорания маршевого режима, в каждое запальное отверстие перегородки между камерами сгорания заключена металлическая заглушка, содержащая со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива отличается также и тем, что заглушка выполнена в виде штыря.

Наличие металлической заглушки, содержащей со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав, обеспечивает воспламенение топливного заряда в камере сгорания маршевого режима за счет передачи теплового импульса инициирующему составу через металлический корпус заглушки. При этом исключается доступ газов из камеры сгорания маршевого режима в камеру сгорания стартового режима, что повышает надежность и эффективность работы ракетного двигателя. При этом металлическая заглушка выполняет не только роль воспламенителя, но и роль замедлителя, поскольку нагрев противоположной его стороны с инициирующим составом до температуры воспламенения происходит не мгновенно, как в электрическом запале, а через определенный промежуток времени, после сгорания топливного заряда первого режима. В результате, в отличие от использования электрозапалов для воспламенения топливного заряда второй ступени с задержкой времени не требуется специальный таймер-выключатель.

На фиг.1 представлен общий вид ракетного двигателя; на фиг. 2 - 5 - возможные варианты конструкции металлических заглушек и их размещение в корпусе ракетного двигателя.

Двигатель содержит корпус 1, размещенные в корпусе 1 камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3 канального горения, обеспечивающим стартовый режим, и камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом торцевого горения 5, обеспечивающим маршевый режим. Твердотопливный заряд 3 канального горения содержит размещенные концентрично продольной оси каналы 6 для увеличения поверхности горения. Между зарядами 3 и 5 в корпусе 1 размещена перегородка 7, содержащая по оси центральное отверстие 8 для выхода продуктов сгорания топливного заряда 5 и по меньшей мере одно либо несколько запальных отверстий 9, в каждое из которых установлена металлическая заглушка 10. Между перегородкой 7 и зарядом 3 размещен замедлитель 11. Перегородка 7 жестко прикреплена к корпусу 1.

Двигатель содержит сопловой блок 12 с концентрично размещенными в нем сверхзвуковыми соплами стартового режима 13 и по меньшей мере одно сопло маршевого режима 14, которое в данном случае размещено по оси соплового блока 12. Внутри двигателя размещен соединительный трубопровод 15, подключенный с одной стороны через центральное отверстие 8 перегородки 7 к камере сгорания 4, а другим нижним концом подключен к сверхзвуковому соплу маршевого режима 14. При этом внутренний диаметр отверстия соединительного трубопровода 15 несколько превышает максимальный диаметр конфузора сопла 14. Ракетный двигатель содержит в нижней части стабилизаторы 16. В камеру сгорания 2 через одно из сверхзвуковых сопел стартового режима 13 с помощью уплотнителя 17 введен электровоспламенитель 18, снабженный токопроводящим шнуром 19 и вилкой 20. Остальные отверстия на сопловом блоке закрыты (заклеены) защитной влагонепроницаемой изоляционной пленкой 21.

Металлическая заглушка 10 может иметь различную конструкцию. Она может быть выполнена, например, в виде полой втулки 22 с инициирующим составом 23 в полости (фиг.2) или в виде штыря 24 (фиг.3) либо металлической перегородки пластины 25 (фиг. 4), контактирующих со стороны камеры сгорания маршевого режима 4 с инициирующим составом 23.

В нашем случае металлическая заглушка выполнена в виде штыря 24 (фиг.3) с инициирующим составом 23 на конце, размещенном в камере сгорания маршевого режима 1 (фиг. 3). Заглушка в данном случае прикреплена к перегородке 7 с помощью резьбового соединения. В качестве металлической заглушки может быть использован также штатный электрический запал, например электрозапал ЭКВ-02, который может быть установлен посредством резьбового соединения в отверстие перегородки со стороны камеры сгорания стартового режима, т.е. так как показано на фиг.5. В этом случае он сработает при нагреве инициирующего состав 23 через металлический корпус.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом.

При запуске двигателя с помощью электровоспламенителя 18 воспламеняется твердотопливный заряд стартового режима 3. После полного сгорания заряда воспламеняется замедлитель 11. При срабатывании замедлителя 11 происходит нагрев корпуса металлической заглушки, в данном случае штыря 24, от чего воспламеняется инициирующий состав 23 и форс огня, действуя направленно вверх, воспламеняет твердотопливный заряд 5 маршевого режима.

Конструкция ракетного двигателя с металлической заглушкой в перегородке обеспечивает воспламенение топливного заряда в камере сгорания маршевого режима за счет теплового импульса, передаваемого через металлический корпус заглушки к инициирующему составу.

Применение металлической заглушки для передачи огневого импульса исключает возможность прорыва газов из камеры сгорания маршевого режима в камеру сгорания стартового режима, что обеспечивает необходимую надежность и эффективность работы ракетного двигателя.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива стартового режима и камеру сгорания с зарядом твердого топлива маршевого режима. Между камерами сгорания установлена перегородка, содержащая центральное отверстие и по меньшей мере одно запальное отверстие. Сопловой блок содержит сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод и центральное отверстие перегородки к камере сгорания маршевого режима. В каждое запальное отверстие перегородки между камерами сгорания заключена металлическая заглушка, содержащая со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав. Заглушка ракетного двигателя может быть выполнена в виде штыря. Изобретение направлено на повышение надежности и эффективности работы ракетного двигателя. 1 з.п.ф-лы, 5 ил.

1. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, 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, содержащую центральное отверстие и по меньшей мере одно запальное отверстие, сопловой блок, содержащий сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод и центральное отверстие перегородки к камере сгорания маршевого режима, отличающийся тем, что в каждое запальное отверстие перегородки между камерами сгорания заключена металлическая заглушка, содержащая со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав. 2. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что заглушка выполнена в виде штыря.