ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2006 года по МПК F02K9/28 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель.

Известна конструкция двухрежимного двигателя твердого топлива, в котором для разделения камер сгорания зарядов первого и второго режимов используется разделительное днище с заглушками, которые срабатывают при воспламенении заряда второго режима (см. заявку ФРГ №223045 от 3 июля 1980 г.).

Известна также конструкция ракетного двигателя (см. заявку Франции №2177880 от 14 декабря 1973 г. - прототип), в которой заряды первого и второго режимов разделены перегородкой, которая обеспечивает разделение камер при работе двигателя на первом режиме. Перегородка срабатывает под действием давления при воспламенении заряда второго режима.

Недостатком аналога и прототипа является наличие между зарядами жесткого силового элемента - днища, которое необходимо для обеспечения последовательной работы зарядов первого и второго режимов, что увеличивает массу корпуса и двигателя в целом.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение пассивной массы двигателя.

Технический результат достигается тем, что в двухрежимном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, последовательно установленные в нем и разделенные днищем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, сопло, днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима, при этом противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего дна двигателя, а расходные отверстия узла инициирования заряда второго режима соединены с полостью, образованной поверхностью горения заряда второго режима и наружной поверхностью рукава.

На фиг.1 представлен двухрежимный двигатель, который содержит корпус 1, состоящий из двух соединенных между собой секций, заряды первого 2 и второго 3 режимов, сопло 4, узлы инициирования соответственно первого 5 и второго 6 режимов, мембрану 7, которая герметично закреплена на корпусе. Мембрана содержит рукав 8, который, в свою очередь, герметично закреплен на узле инициирования второго режима, содержащем расходные узлы 9.

На фиг.2 представлен вариант исполнения программировано разрушаемого соединения мембраны и рукава. В данном соединении мембрана 7 и рукав 8 уложены внахлест с образованием профилированного замка, поверх которого приклеена резиновая накладка 11.

Двухрежимный двигатель работает следующим образом.

После срабатывания узла инициирования 5 в процессе горения заряда 1-го режима мембрана 7 и рукав 8 обеспечивают тепловую защиту и невоспламенение заряда 2-го режима.

После окончания работы заряда первого режима по команде от системы управления ракеты срабатывает узел инициирования заряда второго режима 6. Продукты сгорания последнего через расходные отверстия 9 попадают в полость между рукавом 8 и поверхностью горения заряда второго режима 3. Под действием образовавшегося давления происходит разрушение соединения манжеты 7 и рукава 8.

В варианте соединения, представленном на фиг.2, разрушение соединения происходит путем разрыва резиновой накладки 11, толщина которой выбирается с учетом ее коксования при работе заряда 1-го режима. Указанным выше способом возможна организация отделения рукава от мембраны, выполненных, например, за одно целое, путем формирования ослабленного сечения, в месте их соединения.

При работе заряда 2-го режима манжета прохлапывается в сторону направления истечения продуктов сгорания и постепенно разрушается.

Рукав также постепенно прококсовывается и разрушается в процессе работы заряда 2-го режима.

Таким образом, использование сгораемого эластичного разделительного элемента в двухрежимном двигателе твердого топлива позволяет уменьшить массу силовых элементов конструкции, повысив тем самым энергомассовые характеристики двигателя в целом.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, последовательно установленные в нем разделенные днищем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования и сопло. Днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны. В центральной части эластичной мембраны с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен размещенный в канале заряда второго режима эластичный рукав. Противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего дна двигателя. Расходные отверстия узла инициирования заряда второго режима соединены с полостью, образованной поверхностью горения заряда второго режима и наружной поверхностью рукава. Изобретение позволит уменьшить пассивную массу двигателя. 2 ил.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, последовательно установленные в нем разделенные днищем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, сопло, отличающийся тем, что днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима, при этом противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего дна двигателя, а расходные отверстия узла инициирования заряда второго режима соединены с полостью, образованной поверхностью горения заряда второго режима и наружной поверхностью рукава.