РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2004 года по МПК F02K9/96 F02K9/32 

Изобретение относится к ракетостроению, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано для проведения испытаний при отработке комплексов многоступенчатых ракет, в том числе для отработки ракетного старта.

Из литературы известна конструкция РДТТ, содержащая корпус, твердотопливный заряд, центральное сопло (см. Фахрутдинов И.Х. и др. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1987, стр.51-52, рис.2.10 (в)). Однако использование двигателя с полным временем работы в некоторых случаях, например для отработки старта многоступенчатой ракеты, является технически и экономически неоправданным. В этом случае вместо РДТТ I ступени достаточно использовать РДТТ с такой же массой и тягой, но с укороченным временем работы.

Технической задачей настоящего изобретения является создание конструкции двигателя, позволяющего с минимальными затратами провести испытание ракетного двигателя при отработке старта ракеты с максимальным использованием элементов конструкции штатного ракетного двигателя твердого топлива.

Технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, заряд, сопло, в периферийной зоне корпуса размещен канальный имитатор заряда, а сам заряд размещен в отдельном корпусе, установленном в канале имитатора заряда, причем отдельный корпус жестко закреплен на заднем (сопловом) днище и соединен с соплом, а в передней части имеет возможность продольного перемещения.

Конструкция двигателя представлена на чертеже, где показано: корпус штатного РДТТ-1, сопло штатного РДТТ-2, канальный имитатор заряда 3, отдельный корпус в канале имитатора заряда 4, заряд твердого топлива 5. Такую конструкцию без существенных затрат можно создать, размещая в канале имитатора заряда корпус с зарядом твердого топлива уже отработанного РДТТ.

Работа конструкции заключается в следующем. Двигатель устанавливается в ракету, например, вместо РДТТ I ступени. При старте ракеты воспламеняется заряд твердого топлива 5, который обеспечивает расходные характеристики, соответствующие штатному РДТТ. Истечение газов происходит через сопло штатного РДТТ 2, что обеспечивает тягу на уровне штатной. Массогабаритные характеристики двигателя соответствуют характеристикам штатного РДТТ I ступени за счет использования канального имитатора заряда 3, корпуса 1 и сопла 2 штатного РДТТ. Сокращение времени работы достигается за счет малого количества твердого топлива в заряде 5. Таким образом, двигатель обеспечивает требуемые параметры при старте ракеты.

Данное изобретение позволяет на базе корпуса и сопла штатного РДТТ создать РДТТ, имитирующий массогабаритные и тяговые характеристики штатного РДТТ, но имеющий укороченное время работы, и тем самым значительно сократить затраты на отработку старта ракеты.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, заряд и сопло. В периферийной зоне корпуса размещен канальный имитатор заряда. Сам заряд размещен в отдельном корпусе, установленном в канале имитатора заряда. Отдельный корпус жестко закреплен на заднем сопловом днище и соединен с соплом, а в передней части имеет возможность продольного перемещения. Изобретение позволит провести испытание ракетного двигателя при отработке старта ракеты с минимальными затратами и максимальным использованием элементов конструкции штатного двигателя твердого топлива. 1 ил.

Ракетный двигатель твёрдого топлива, содержащий корпус, заряд, сопло, отличающийся тем, что в нем в периферийной зоне корпуса размещён канальный имитатор заряда, а сам заряд размещён в отдельном корпусе, установленном в канале имитатора заряда, причём отдельный корпус жёстко закреплен на заднем сопловом днище и соединён с соплом, а в передней части имеет возможность продольного перемещения.