РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2004 года по МПК F02K9/32 

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования в ракетах различного назначения, в том числе ракетах реактивных систем залпового огня.

Одной из основных задач, решаемых при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, является обеспечение надежной герметизации его камеры сгорания в процессе хранения и включения в момент задействования электровоспламенительного устройства.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива, в которой пусковой узел размещен на переднем днище, а в сопловом блоке установлена герметизирующая заглушка (см. Б.Т.Ерохин, А.М.Липатов. Нестационарные и квазистационарные режимы работы РДТТ. - М.: Машиностроение, 1977, с.5, рис.1.1)

Таким образом, задачей данного технического решения явилась разработка пускового и герметизирующего узлов для ракетного двигателя твердого топлива.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем твердого топлива является наличие в нем корпуса, заряда твердого топлива, герметизирующего и пускового узлов, а также пиропатрона.

Однако приведенная конструкция ракетного двигателя твердого топлива имеет недостатки, состоящие в том, что включение двигателя сопровождается значительным "пиковым" давлением газообразных продуктов в камере сгорания, вызывающим снижение коэффициента массового совершенства конструкции.

Указанных недостатков лишен ракетный двигатель твердого топлива, у которого узел запуска размещен в сопловом блоке.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд твердого топлива, сопловой блок, воспламенитель, герметизирующе-пусковой узел и пиропатрон (см. А.М.Липатов, А.В.Алиев. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1995, с.241, рис.7.15.б), принятый авторами за прототип.

Как видно из этого технического решения, герметизирующе-пусковой узел и пиропатрон закреплены в сопловом блоке, что позволяет обеспечить запуск двигателя в условиях, когда большая часть поверхности горения топлива находится в окрестности сопла.

Известный двигатель работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя и воспламенения заряда твердого топлива происходит резкое нарастание давления в камере сгорания двигателя.

При достижении заданного давления форсирования ракетного двигателя твердого топлива происходит разрушение элементов крепления герметизирующего узла и его удаление из сопла двигателя. Одновременно с этим происходит вынос из камеры сгорания несгоревших пороховых частиц от воспламенителя, что исключает возникновение "пикового" давления газов в камере сгорания. При этом в процессе выхода герметизирующе-пускового узла из сопла наблюдается повышенный разброс давления форсирования, что объясняется перекосом этого узла в сопловом блоке под воздействием газодинамического удара продуктов сгорания и упругопластических, асимметричных деформаций элементов крепления герметизирующе-пускового узла. Причем величина разброса давления форсирования зависит от калибра ракетного двигателя и его конструктивных особенностей. Кроме того, перекосы герметизирующе-пускового узла в сопловом отверстии в момент запуска ракетного двигателя могут привести к соударениям и повреждениям соплового тракта, что недопустимо при применении чувствительных к ударным нагрузкам пластиковых или графитосодержащих теплозащитных материалов. Указанные недостатки приводят к существенному рассеиванию по дальности, что значительно снижает возможности поражения точечных целей и требует увеличенного расхода ракет для обеспечения эффективного поражения ими целей противника.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции ракетного двигателя твердого топлива, позволяющего снизить величину пикового давления продуктов сгорания в камере сгорания в момент запуска.

Общими признаками с предлагаемым авторами устройством является наличие в ракетном двигателе твердого топлива корпуса, соплового блока, воспламенителя, герметизирующе-пускового узла и пиропатрона.

В отличие от прототипа в предлагаемом авторами ракетном двигателе герметизирующе-пусковой узел содержит тарель, выполненную в виде нескольких телескопических кольцевых втулок, скрепленных между собой посредством шлицевого соединения и смонтированных с возможностью последовательного осевого перемещения относительно друг друга в направлении истечения пороховых газов, при этом пиропатрон размещен в центральной кольцевой втулке, соединенной форсажной трубкой с закрепленной на нем опорой, опирающейся на дозвуковую часть сопла.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение разброса давления форсирования и повышения надежности работы и технологичность изготовления ракетного двигателя твердого топлива.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном ракетном двигателе, содержащем корпус, заряд твердого топлива, сопловой блок, воспламенитель, герметизирующе-пусковой узел и пиропатрон, особенность заключается в том, что герметизирующе-пусковой узел содержит тарель, выполненную в виде нескольких телескопических кольцевых втулок, скрепленных между собой посредством шлицевого соединения и смонтированных с возможностью последовательного осевого перемещения относительно друг друга в направлении истечения пороховых газов, при этом пиропатрон размещен в центральной кольцевой втулке, соединенной форсажной трубкой с закрепленной на ней опорой, опирающейся на дозвуковую часть сопла.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:

- выполнения тарели в виде нескольких телескопических кольцевых втулок, скрепленных между собой посредством шлицевого соединения и имеющих возможность последовательного осевого перемещения относительно друг друга в направлении истечения газов, исключить асимметрию газотермодинамического воздействия струи продуктов сгорания пиропатрона на поверхность корпуса воспламенителя, увеличить время воздействия струи продуктов сгорания инициирующего состава пиропатрона на воспламенитель, обеспечить стабильность процесса зажжения воспламенителя и тем самым снизить разброс давления форсирования в двигателе;

- размещения пиропатрона в центральной кольцевой втулке, соединенной форсажной трубкой с закрепленной на ней опорой, опирающейся на дозвуковую часть сопла, повысить технологичность изготовления, а также обеспечить соосность форсажной трубки и соплового блока при работе воспламенителя, значительно снизить разброс усилия срыва герметизирующего узла при одновременном исключении нестационарных колебаний указанной струи по поверхности корпуса воспламенителя в зоне их взаимодействия и повысить надежность работы двигателя.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию “новизны”.

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию “изобретательский уровень”.

Сущность изобретения заключается в том, что ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд твердого топлива, сопловой блок, воспламенитель, герметизирующе-пусковой узел и пиропатрон, согласно изобретению герметизирующе-пусковой узел содержит тарель, выполненную в виде нескольких телескопических кольцевых втулок, скрепленных между собой посредством шлицевого соединения и смонтированных с возможностью последовательного осевого перемещения относительно друг друга в направлении истечения пороховых газов, при этом пиропатрон размещен в центральной кольцевой втулке, соединенной форсажной трубкой с закрепленной на нем опорой, опирающейся на дозвуковую часть сопла.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен продольный разрез ракетного двигателя твердого топлива, на фиг.2 -продольный разрез хвостовой части ракетного двигателя.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, в котором размещен заряд твердого топлива 2, закрепленный в предсопловом объеме воспламенитель 3, сопловой блок 4 и установленное в предсопловом объеме герметизирующе-пусковое устройство 5, которое включает опору 6, опирающуюся на дозвуковую (входную) часть сопла 14, тарель 7, выполненную в виде нескольких телескопических кольцевых втулок 8, 9, 10 и смонтированных в сверхзвуковой части сопла 14, при этом опора 6 соединена с тарелью 7 при помощи гайки 11, навинченной на форсажную трубку 12, скрепленную с противоположной стороны с центральной кольцевой втулкой 10, в которой установлен пиропатрон 13.

Вышеописанное устройство работает следующим образом.

После подачи электрического импульса на пиропатрон 13 продукты сгорания инициирующего состава движутся внутри форсажной трубки 12 и после выхода с противоположной стороны воспламеняют пороховой состав воспламенителя 3, который, в свою очередь, воспламеняет заряд твердого топлива 2. Под действием давления пороховых газов, образующихся в камере сгорания корпуса 1, происходит деформация опоры 6 и начинается перемещение телескопических кольцевых втулок 8, 9, 10 тарели 7 относительно сопла 14 в направлении истечения пороховых газов. В процессе запуска ракетного двигателя опора 6 удерживает форсажную трубку 12 вдоль оси соплового блока 4, в том числе и во время своей деформации, исключая перекосы и соударение форсажной трубки 12 со стенками сопла 14. При взаимном последовательном перемещении телескопических втулок 8, 9, 10 тарели 7 противоположный конец форсажной трубки 12 перемещается вдоль оси сопла 14, что позволяет увеличить время воздействия продуктов сгорания инициирующего состава пиропатрона 13 с воспламенителем 3. Отсутствие перекосов герметизирующе-пускового устройства 5 относительно оси соплового блока 4 в процессе запуска ракетного двигателя минимизирует разброс давления форсирования в камере сгорания, образованной корпусом 1 и сопловым блоком 4.

Выполнение ракетного двигателя твердого топлива в соответствии с изобретением позволило снизить разброс давления форсирования, уменьшить техническое рассеивание траектории движения ракеты, а также повысить технологичность изготовления ракетного двигателя и надежность работы ракеты в целом.

Изобретение может быть использовано при разработке различных ракетных двигателей твердого топлива, в том числе к ракетам для реактивных систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов двигателей, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены государственные испытания, намечено серийное производство.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, заряд твердого топлива, сопловой блок, воспламенитель, герметизирующе-пусковой узел и пиропатрон. Герметизирующе-пусковой узел содержит тарель, выполненную в виде нескольких телескопических кольцевых втулок, скрепленных между собой посредством шлицевого соединения и смонтированных с возможностью последовательного осевого перемещения относительно друг друга в направлении истечения пороховых газов. Пиропатрон размещен в центральной кольцевой втулке, соединенной посредством форсажной трубки с закрепленной на ней опорой, опирающейся на дозвуковую часть сопла. Изобретение позволит снизить разброс давления форсирования, уменьшить техническое рассеивание траектории движения ракеты, повысить технологичность изготовления ракетного двигателя и надежность работы ракеты в целом. 2 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд твердого топлива, сопловой блок, воспламенитель, герметизирующе-пусковой узел и пиропатрон, отличающийся тем, что герметизирующе-пусковой узел содержит тарель, выполненную в виде нескольких телескопических кольцевых втулок, скрепленных между собой посредством шлицевого соединения и смонтированных с возможностью последовательного осевого перемещения друг относительно друга в направлении истечения пороховых газов, при этом пиропатрон размещен в центральной кольцевой втулке, соединенной посредством форсажной трубки с закрепленной на ней опорой, опирающейся на дозвуковую часть сопла.