РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2005 года по МПК F02K9/18 

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. Вкладной многошашечный заряд, применяемый в известном двигателе и состоящий из нескольких цилиндрических канальных шашек, собранных в один пакет, позволяет увеличить кучность попадания неуправляемых снарядов. Повышение кучности связано с увеличением скорости схода снаряда с направляющих пусковой установки, так как многошашечный заряд обеспечивает большой секундный расход и тягу двигателя при заданном уровне предельного давления в камере сгорания при малом времени работы. Кроме того, при использовании вкладного многошашечного заряда возможно реализовать величину коэффициента объемного заполнения камеры до 0,70 (заряд занимает до 70% свободного объема камеры сгорания двигателя) при относительно малом времени работы.

Однако при использовании заряда с относительно большим удлинением (отношение диаметра канала шашки к его длине, превышающем 1:15-20) из ряда баллиститных составов с малым содержанием в продуктах сгорания конденсированных частиц в камере сгорания работающего двигателя, могут возникать нерасчетные колебания давления с большой амплитудой, при этом давление может превысить предельно допустимую величину. Указанное явление вызвано вибрационным горением топлива вследствие тангенциальных колебаний столба газа в полости каналов заряда и камеры сгорания. Последствиями вибрационного горения могут являться: растрескивание заряда и его последующее разрушение, местные прогары корпуса двигателя после вибрационного растрескивания теплозащитных покрытий, вредное воздействие колебательных нагрузок на бортовую аппаратуру управляемого снаряда, усталостное разрушение элементов конструкции двигателя, снижение импульса тяги.

Кроме того, после длительного пребывания при повышенной температуре в процессе хранения и эксплуатации оси шашек заряда могут искривляться. Это ведет к местному увеличению скорости потока в изогнутом канале по большому радиусу и может способствовать более быстрому сгоранию шашки в месте изгиба и разрушению заряда в конце работы двигателя, что может привести, в свою очередь, к нерасчетному повышению давления и снижению полного импульса тяги.

К недостатку прототипа следует отнести также сложность фиксации шашек заряда от вращения относительно продольной оси двигателя при транспортировании. Это приводит к тому, что заряд трется об опорные поверхности решеток, что ведет к образованию пороховой стружки в камере и недопустимому повышению давления при срабатывании двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является недопущение нерасчетного увеличения давления в начале и конце работы двигателя, а также исключение вибрационного горения 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, содержащем камеру сгорания с сопловым блоком, пороховой заряд, воспламенитель и электровоспламенитель, на переднем днище камеры сгорания закреплена цилиндрическая стойка, на конце которой соосно камере установлена опора с центральным сквозным резьбовым отверстием, выполненная в виде многолучевой звезды, впадины которой сопрягаются с цилиндрическими поверхностями шашек заряда, при этом на другом конце опоры выполнено коническое углубление, из которого проведены цилиндрические газоотводящие каналы, выходящие во впадины многолучевой звезды. На внутренней поверхности соплового блока образована сферическая полость с симметрично расположенными выступами, внутренняя поверхность которых сопрягается с наружной поверхностью одной из шашек порохового заряда, при этом площадь одного проходного сечения между выступами при установленном пороховом заряде больше площади канала шашки заряда. Опора в виде многолучевой звезды выполнена преимущественно из неметаллического материала.

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

- исключить возможность вращения шашек топливного заряда относительно продольной оси благодаря введению в конструкцию двигателя опоры в виде многолучевой звезды, что уменьшит вероятность образования пороховой стружки в камере и позволит исключить недопустимое повышение давления при срабатывании двигателя;

- значительно уменьшить искривление оси шашек при длительном пребывании в условиях повышенной температуры в процессе хранения и эксплуатации благодаря введению в конструкцию двигателя опоры в виде многолучевой звезды, закрепленной с помощью стойки в камере сгорания двигателя. Благодаря этому будет исключена возможность местного увеличения скорости потока в изогнутом канале по большому радиусу и разрушения заряда в конце работы двигателя, что позволит, в свою очередь, исключить нерасчетное повышение давления в конце работы двигателя и снижение полного импульса тяги;

- исключить возможность возникновения вибрационного горения за счет размещения в камере двигателя и проходных сечениях заряда элементов конструкции из несгораемого материала (стойка, опора, выступы, выполненные в сферической полости), что позволит нарушить условия для возникновения упорядоченных акустических колебаний. Кроме того, коническое углубление, выполненное в опоре, из которого проведены цилиндрические газоотводящие каналы, выходящие во впадины многолучевой звезды и выполненная на внутренней поверхности соплового блока сферическая полость с симметрично расположенными выступами, внутренняя поверхность которых сопрягается с наружной поверхностью одной из шашек порохового заряда, образуя проходные сечения между выступами при установленном пороховом заряде с площадью, большей площади канала шашки заряда, обеспечивают турбулизацию потока в центральной и донной части камеры сгорания двигателя, что также способствует гашению акустических колебаний и вибрационного горения.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где на фиг.1 представлена схема двигателя со стойкой, опорой и выступами, выполненными в сферической полости, на фиг.2 - поперечное сечение двигателя в районе радиальных отверстий опоры.

Предлагаемый двигатель содержит камеру сгорания 1 с сопловым блоком 2, пороховой заряд 3, закрепленный в камере с помощью опорной решетки 11, воспламенитель 4, электровоспламенитель 5. На переднем днище камеры сгорания 1 закреплена цилиндрическая стойка 6, на конце которой соосно камере установлена опора 7 с центральным сквозным резьбовым отверстием из неметаллического материала в виде многолучевой звезды, впадины которой сопрягаются с цилиндрическими поверхностями шашек заряда 3. На незакрепленном конце опоры 7 выполнено коническое углубление, из которого проведены цилиндрические газоотводящие каналы 8, выходящие во впадины многолучевой звезды. На внутренней поверхности соплового блока 2 образована сферическая полость с симметрично расположенными выступами 9, внутренняя поверхность которых сопрягается с наружной поверхностью одной из шашек 10 порохового заряда 3, при этом площадь одного проходного сечения между выступами при установленном пороховом заряде больше площади канала шашки заряда.

Функционирование предложенного двигателя осуществляется следующим образом. После подачи команды на запуск происходит срабатывание электровоспламенителя 5. Форс пламени от электровоспламенителя зажигает воспламенитель 4. Образовавшиеся продукты сгорания, распространяясь по объему камеры сгорания, воспламеняют заряд 3. Цилиндрическая стойка 6 с закрепленной на ней опорой 7, в которой выполнены цилиндрические газоотводящие каналы 8, выходящие во впадины многолучевой звезды и сферическая полость соплового блока 2 с симметрично расположенными выступами 9, внутренняя поверхность которых сопрягается с наружной поверхностью одной из шашек 10 порохового заряда 3, обеспечивают в процессе работы двигателя гашение акустических колебаний продуктов сгорания заряда 3. Продукты сгорания порохового заряда 3, истекая через сопловой блок 2 двигателя, создают тягу, обеспечивая тем самым разгон снаряда до заданной скорости.

Предложенное выполнение ракетного двигателя твердого топлива позволит исключить нерасчетное увеличение давления в начале и конце работы двигателя, а также исключить вибрационного горения заряда, что позволит сократить разбросы выходных характеристик двигателя 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 содержит камеру сгорания с сопловым блоком, многошашечный пороховой заряд, воспламенитель и электровоспламенитель. На переднем днище камеры сгорания закреплена цилиндрическая стойка, на конце которой соосно камере установлена опора с центральным сквозным резьбовым отверстием, выполненная в виде многолучевой звезды. Впадины многолучевой звезды сопрягаются с цилиндрическими поверхностями шашек заряда. На другом конце опоры выполнено коническое углубление, из которого проведены цилиндрические газоотводящие каналы, выходящие во впадины многолучевой звезды. На внутренней поверхности соплового блока образована сферическая полость с симметрично расположенными выступами, внутренняя поверхность которых сопрягается с наружной поверхностью одной из шашек порохового заряда. Площадь одного проходного сечения между выступами при установленном пороховом заряде больше площади канала шашки заряда. Опора в виде многолучевой звезды выполнена преимущественно из неметаллического материала. Изобретение не позволяет нерасчетное увеличение давления в начале и конце работы двигателя, а также исключает вибрационное горение заряда, что позволяет сократить разбросы выходных характеристик в температурном диапазоне эксплуатации и повысить тем самым надежность двигателя. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком, многошашечный пороховой заряд, воспламенитель и электровоспламенитель, отличающийся тем, что на переднем днище камеры сгорания закреплена цилиндрическая стойка, на конце которой соосно c камерой установлена опора с центральным сквозным резьбовым отверстием, выполненная в виде многолучевой звезды, впадины которой сопрягаются с цилиндрическими поверхностями шашек заряда, при этом на другом конце опоры выполнено коническое углубление, из которого проведены цилиндрические газоотводящие каналы, выходящие во впадины многолучевой звезды.2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности соплового блока образована сферическая полость с симметрично расположенными выступами, внутренняя поверхность которых сопрягается с наружной поверхностью одной из шашек порохового заряда, при этом площадь одного проходного сечения между выступами при установленном пороховом заряде больше площади канала шашки заряда.3. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что опора в виде многолучевой звезды выполнена из неметаллического материала.