ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2009 года по МПК F02K9/28 

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

Известны конструкции ракетных двигателей твердого топлива, в которых для разделения зарядов первого и второго режимов используется разделительное днище (патенты РФ NN 2131053 от 05.08.96, МПК F02К 9/12, 2197707 от 26.11.01, МПК F42В 15/00).

Недостатком аналога по пат. 2131053 является фиксированное время между окончанием работы заряда первого режима и началом работы заряда второго режима. Увеличение этого временного интервала может быть достигнуто за счет увеличения толщины промежуточного днища, что увеличивает пассивный вес двигателя.

Недостатком аналога по пат. 2197707 является большой пассивный вес двигателя за счет массивного промежуточного днища с заглушками.

Известна также конструкция ракетного двигателя патент РФ 2272927, МПК F02К 9/28, взятый авторами за прототип, в которой днище между зарядами первого и второго режимов выполнено в виде эластичной мембраны, скрепленной с помощью программированно разрушаемого соединения с эластичным рукавом, размещенным в канале заряда второго режима. С другой стороны рукав закреплен со стороны передней крышки двигателя. Недостатком прототипа является возможность отрыва рукава и перекрытие им критического сечения сопла во время работы заряда второго режима, что вызовет нерасчетный резкий подъем давления в камере сгорания. Аналогичный процесс возможен и с эластичной мембраной. Возможен вариант одновременного отрыва и рукава и эластичной мембраны. Изменение характера кривой давления может привести как к отклонению параметров двигателя, так и к прочностному разрушению конструкции двигателя.

Известно, что при прочих равных условиях давление в камере сгорания РДТТ обратно пропорционально площади критического сечения сопла:

где ν - показатель степени в законе скорости горения твердого топлива.

Например, при уровне показателя ν в пределах от 0,3 до 0,5 перекрытие только половины площади критического сечения сопла приводит к повышению давления в камере сгорания в 1,78-2,25 раза. С целью исключения вылета рукава, эластичной мембраны или их вместе через критическое сечение сопла во время работы заряда второго режима необходимо обеспечить надежное крепление рукава и эластичной мембраны к конструкции двигателя.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение надежности работы заряда второго режима и ракетного двигателя за счет исключения вылета мембраны и рукава.

Технический результат достигается за счет того, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, переднюю крышку, узлы инициирования, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава, мембрана и рукав внутри по всей длине содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала, стропы рукава закреплены на передней крышке двигателя, стропы эластичной мембраны закреплены на корпусе РДТТ и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго режима.

На фиг.1 представлена конструкция двухрежимного ракетного двигателя твердого топлива.

На фиг.2 - вид А на фиг.1.

На фиг.3 - вид Б на фиг.1.

1 - корпус;

2 - заряд первого режима;

3 - заряд второго режима;

4 - передняя крышка;

5 - узел инициирования заряда первого режима;

6 - узел инициирования заряда второго режима;

7 - эластичная мембрана;

8 - рукав;

9 - сопло;

10 - стропы;

Наличие строп внутри рукава и эластичной мембраны позволяет исключить возможность непредусмотренного нерасчетного подъема давления в камере сгорания за счет надежного закрепления рукава и мембраны в конструкции двигателя после их программированного раскрепления во время работы заряда второго режима.

Двухрежимный ракетный двигатель работает следующим образом. После срабатывания узла инициирования 5 в процессе горения заряда первого режима эластичная мембрана 7 и рукав 8 обеспечивают тепловую защиту и невоспламенение заряда второго режима. После окончания работы заряда первого режима по команде от системы управления ракеты срабатывает узел инициирования заряда второго режима 6. Продукты сгорания инициатора попадают в полость между зарядом второго режима 3 и рукавом 8 и мембраной 7, происходит воспламенение заряда второго режима 3. Под действием образовавшегося давления происходит запланированное разрушение соединения мембрана 7 - рукав 8. При работе заряда второго режима эластичная мембрана прохлапывается в сторону направления истечения продуктов сгорания, с помощью строп 10 надежно удерживается в месте скрепления с корпусом 1 и, постепенно разрушаясь, уносится через сопло 5. Рукав также с помощью строп 10 удерживается на передней крышке 4, прококсовывается и, постепенно разрушаясь, уносится через сопло 5 в процессе работы заряда второго режима 3. Стропы 10 защищены от воздействия продуктов сгорания при работе зарядов первого 2 и второго 3 режимов материалами мембраны 7 и рукава 8.

Таким образом, данное изобретение позволяет повысить надежность и целостность заряда второго режима на всех фазах его эксплуатации, а также повысить надежность воспламенения его в заданное время.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава, а также сопло. В заряде второго режима рукав и эластичная мембрана содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала. Стропы рукава закреплены на передней крышке, а стропы эластичной мембраны закреплены на корпусе и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго режима. Изобретение позволяет повысить надежность работы заряда второго режима и ракетного двигателя за счет исключения вылета мембраны и рукава. 3 ил.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава и сопло, отличающийся тем, что в заряде второго режима рукав и эластичная мембрана содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала, стропы рукава закреплены на передней крышке, а стропы эластичной мембраны закреплены на корпусе и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго режима.