РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2005 года по МПК F02K9/95 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, и может найти применение в стартовых двигателях неуправляемых снарядов и управляемых ракет.

Известен ракетный двигатель твердого топлива, принятый авторами за прототип [1], состоящий из камеры сгорания с сопловым блоком, порохового заряда, воспламенителя и электровоспламенителя, расположенного на продольной оси двигателя. Воспламенитель с тонкостенным корпусом из алюминиевого сплава, внутри которого помещен дымный ружейный порох или пиротехнический состав, расположенный у переднего дна камеры сгорания на ее оси, обеспечивает надежное зажжение заряда и надежную работу двигателя при отсутствии жестких требований по разбросам выходных характеристик.

Однако для обеспечения его гарантированного срабатывания от инициирующего устройства необходимо, чтобы зажжение пороха происходило в замкнутом объеме при относительно высоком давлении. После разрушения корпуса размещавшийся в нем состав выбрасывается в камеру сгорания и в результате скачкообразного увеличения объема давление падает. В результате интенсивность горения воспламенительного состава уменьшается, а часть его зерен может даже загасать. Это приводит к тому, что процесс зажжения заряда растягивается во времени, т.е. увеличивается время выхода двигателя на установившийся режим работы. С увеличением времени выхода двигателя на установившийся режим работы различные участки поверхности порохового заряда прогреваются неравномерно, что может привести к нерасчетному увеличению скорости горения топлива на воспламенившихся с запозданием участках, так как они успевают прогреться на большую глубину. В результате нерасчетного увеличения скорости горения уровень давления в камере сгорания может превысить максимальное допустимое значение, что приведет к разрушению двигателя. Для исключения подобного явления массу воспламенителя необходимо заведомо увеличивать, а также увеличивать запас прочности стенок камеры сгорания, что, в конечном счете, ведет к утяжелению конструкции. Кроме того, из-за неравномерного распределения воспламенительного состава по объему камеры сгорания зажжение заряда происходит не одновременно по длине и радиусу. Это может привести к отклонению поверхности горения заряда от расчетной и к недопустимому увеличению разбросов выходных характеристик двигателя, особенно при его применении в условиях пониженных температур. Наличие разрушающегося при срабатывании воспламенителя корпуса может привести к повреждению заряда его фрагментами, что также недопустимо.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение надежного воспламенения заряда за счет исключения задержки воспламенения и связанного с этим повышения давления в камере сгорания двигателя, а также обеспечение равномерного воспламенения заряда, что позволит сократить разбросы выходных характеристик в широком температурном диапазоне эксплуатации и повысить тем самым надежность двигателя.

Поставленная задача достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, состоящем из камеры сгорания с сопловым блоком, порохового заряда, воспламенителя и электровоспламенителя, в отличие от прототипа в головной части двигателя выполнена камера высокого давления, образованная кольцевой выемкой в корпусе двигателя и перфорированным диском, отверстия которого выведены в радиальные углубления, выполненные в диске со стороны порохового заряда. Воспламенитель выполнен в виде навески тонкосводного пороха, помещенной в герметичный футляр из сгораемого материала, и размещен внутри камеры высокого давления, а электровоспламенитель установлен под углом к продольной оси двигателя, при этом продольная ось электровоспламенителя лежит в одной плоскости с рядом отверстий перфорированного диска и радиального углубления. Между корпусом двигателя и перфорированным диском образован кольцевой газоводный канал. В качестве материала для футляра используется полимерный материал, причем толщина его стенки со стороны диска меньше, чем толщина футляра.

Выполнение ракетного двигателя твердого топлива в соответствии с предлагаемым изобретением позволит:

- обеспечить распределенный по поперечному сечению камеры сгорания газоприход от воспламенительного состава за счет отверстий, выполненных в радиальных углублениях диска, и кольцевого газоводного канала между корпусом двигателя и перфорированным диском. При этом несгоревшие частицы воспламенительного состава выбрасываются в объем камеры сгорания также равномерно по ее поперечному сечению. Это позволит практически одновременно воспламенить заряд по всей поверхности и сократить тем самым разбросы выходных характеристик в широком температурном диапазоне эксплуатации. Кольцевой газоводный канал позволяет уменьшить заброс давления в камере высокого давления в случае перекрытия отверстий диска несгоревшими фрагментами корпуса футляра при отрицательных темпратурах. Радиальные углубления на поверхности диска со стороны камеры сгорания позволяют исключить перекрытие отверстий, соединяющих камеру высокого давления с камерой сгорания, зарядом при его температурном расширении;

- снизить массу камеры сгорания двигателя за счет размещения футляра с воспламенительным составом в камере высокого давления. Размещение воспламенителя в отдельной камере позволяет за счет подбора объема последней и площади отверстий, соединяющих ее с камерой сгорания двигателя, сжигать в ней воспламенительный состав при высоком давлении без увеличения уровня давления в камере сгорания;

- увеличить поверхность контакта воспламенительного состава с форсом пламени электровоспламенителя за счет того, что он установлен под углом к продольной оси двигателя, а также понизить уровень максимального давления в камере высокого давления за счет того, что зажжение воспламенительного состава происходит неодновременно по ее объему;

- повысить надежность зажжения воспламенительного состава при отрицательных температурах за счет выполнения корпуса футляра из сгораемого полимерного материала. Так как при отрицательных температурах прочность полимера возрастает, то разрушение герметичного футляра происходит при более высоком давлении, чем при положительных температурах, что повышает стабильность зажжения размещенного в футляре состава. За счет того, что толщина стенки футляра со стороны диска меньше, чем остального корпуса, обеспечивается ее более раннее разрушение, при этом перепадом давления футляр прижимается к дну кольцевой полости, предотвращая перекрытие отверстий в диске.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где на фиг.1 представлена схема двигателя с кольцевой полостью в переднем днище, на фиг.2 - размещение отверстий в радиальных углублениях диска, на фиг.3 - ориентация оси электровоспламенителя относительно радиального углубления с отверстиями.

Предлагаемый двигатель состоит из камеры сгорания с сопловым блоком 1, порохового заряда 2, воспламенителя в виде герметичного футляра с тонкосводным порохом внутри 8, помещенного в камеру высокого давления 3, образованную кольцевой выемкой в корпусе двигателя и перфорированным диском 4, отверстия которого 6 выведены в радиальные углубления 5, выполненные в диске со стороны порохового заряда.

Зажжение воспламенительного состава осуществляется с помощью электровоспламенителя 9, установленного под углом к продольной оси двигателя. Между перфорированным диском 4 и корпусом двигателя выполнен кольцевой газоводный канал 7.

Функционирование предложенного двигателя осуществляется следующим образом. После подачи команды на запуск происходит срабатывание электровоспламенителя 9. Форс пламени от электровоспламенителя пробивает герметичный полимерный футляр с тонкосводным порохом внутри 8 и, проходя через воспламенительный состав, зажигает его вокруг себя. Образовавшиеся продукты сгорания, распространяясь по объему футляра, зажигают остальную массу воспламенительного состава. Одновременно с его воспламенением происходит разрушение тонкой стенки футляра, обращенной к диску 4. В результате истечения продуктов сгорания воспламенительного состава перепадом давления футляр прижимается к переднему днищу камеры высокого давления 3, исключая тем самым возможность перекрытия отверстий 6 в диске 4, соединяющих камеру высокого давления 3, в которой помещен футляр, с камерой сгорания. По мере воспламенения тонкосводного пороха, помещаемого в футляр, происходит разрушение последнего и продукты сгорания воспламенительного состава и недогоревшие частицы пороха поступают в камеру сгорания через отверстия 6 и кольцевой газоводный канал 7 между образующей диска 4 и корпусом двигателя, воспламеняя заряд 2. Продукты сгорания порохового заряда 2, истекая через сопло двигателя, создают тягу, обеспечивая тем самым разгон снаряда до заданной скорости.

Предложенное выполнение ракетного двигателя твердого топлива позволит обеспечить надежное воспламенение заряда за счет исключения задержки воспламенения и связанного с этим повышения давления в камере сгорания двигателя, а также обеспечит равномерное воспламенение заряда, что позволит сократить разбросы выходных характеристик в широком температурном диапазоне эксплуатации и повысить тем самым надежность двигателя и всего снаряда в целом.

Источник информации

1. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. В.Н.Новиков, Б.М.Авхимович, В.Е.Вейтин - М.: Машиностроение, 1991, стр.119, 127.

Ракетный двигатель твердого топлива состоит из камеры сгорания с сопловым блоком, порохового заряда, воспламенителя и электровоспламенителя. В головной части двигателя выполнена камера высокого давления, образованная кольцевой выемкой в корпусе двигателя и перфорированным диском. Отверстия перфорированного диска выведены в выполненные в диске со стороны порохового заряда радиальные углубления. Воспламенитель выполнен в виде помещенной в герметичный футляр из сгораемого материала навески тонкосводного пороха и размещен внутри камеры высокого давления. Электровоспламенитель установлен под углом к продольной оси двигателя. Продольная ось электровоспламенителя лежит в одной плоскости с рядом отверстий перфорированного диска и радиального углубления. Изобретение обеспечит надежное и равномерного воспламенения заряда, что позволит сократить разбросы выходных характеристик в широком температурном диапазоне эксплуатации и повысить надежность двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания с сопловым блоком, порохового заряда, воспламенителя и электровоспламенителя, отличающийся тем, что в головной части двигателя выполнена камера высокого давления, образованная кольцевой выемкой в корпусе двигателя и перфорированным диском, отверстия которого выведены в радиальные углубления, выполненные в диске со стороны порохового заряда, воспламенитель выполнен в виде навески тонкосводного пороха, помещенной в герметичный футляр из сгораемого материала, и размещен внутри камеры высокого давления, а электровоспламенитель установлен под углом к продольной оси двигателя, при этом продольная ось электровоспламенителя лежит в одной плоскости с рядом отверстий перфорированного диска и радиального углубления.2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что между корпусом двигателя и перфорированным диском образован кольцевой газоводный канал.3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1 или 2, отличающийся тем, что в качестве материала для футляра используется полимерный материал, причем толщина его стенки со стороны диска меньше, чем толщина футляра.