РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2010 года по МПК F02K9/95 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно к стартовым и маршевым двигателям крылатых ракет, ракет тактического назначения, а также к двигателям реактивных систем залпового огня.

Известна конструкция РДТТ, содержащего корпус с утопленным соплом, заряд с глухим каналом, воспламенитель, установленный на утопленной части сопла, состоящий из заполненного пиросоставом корпуса в виде трубчаго кольца с перфорацией из отверстий, направленных внутрь канала и дополнительной перфорации в виде отверстий, направленных в зону сопряжения горящего торца и канала заряда - патент RU 2313685, МПК F02K 9/95 13.04.2006. Недостатком рассматриваемого ракетного двигателя является то, что двигатель такой конструкции при локальном направлении форса пламени в зону сопряжения горящего торца и канала будет иметь затянутый, нестабильный выход на расчетный режим.

Известна конструкция РДТТ, содержащего корпус, сопло, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство в виде твердотопливного микродвигателя с перфорированным корпусом, срез сопла-отверстия воспламенителя отстоит от поверхности заряда на расстоянии 2÷8 эквивалентных диаметров сопла-отверстия, а угол наклона сопла-отверстия к воспламеняемой поверхности равен не менее 45° - патент RU 2258151, МПК F02K 9/95, 9/30, 30.12.2003. Недостатком указанного РДТТ также является то, что микродвигатель осуществляет воспламенение локального участка поверхности горения заряда, не обеспечивает одновременное воспламенение всей горящей поверхности заряда.

В обоих случаях при наличии развитой поверхности горения за счет наличия щелевых компенсаторов воспламенение всей поверхности горения предлагаемые конструкции не обеспечат.

В качестве прототипа авторами выбран патент RU 2313685, МПК F02K 9/95, опубликованный 27.12.2007, з. 2006112363 от 13.04.2006.

Технической задачей настоящего изобретения является обеспечение быстрого выхода на расчетный режим за счет одновременного воспламенения всей горящей поверхности заряда.

Технический результат достигается тем, что в РДТТ, содержащем корпус, сопловой блок, прочноскрепленный заряд, воспламенитель с перфорированным корпусом, заполненным пиросоставом в виде передаточного заряда и шашек, перфорация в нем выполнена в виде ячеек, а в торце, направленном к соплу, выполнено центральное отверстие, превышающее по размерам перфорацию, между передаточным зарядом и шашками помещено кольцо, имещее диаметральную перемычку, выполненную в поперечном сечении в виде треугольника и направленного одной из вершин в сторону передаточного заряда, а основание треугольника составляет 0,3-0,5 диаметра шашки, причем шашки расположены вокруг цилиндрической газоводной трубки, длина которой составляет 0,7-0,9 длины шашки, а задний торец газоводной трубки сопряжен с центральным отверстием корпуса.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

Фиг.1 - общий вид ракетного двигателя твердого топлива, где:

1 - корпус; 2 - сопловой блок; 3 - прочноскрепленный заряд; 4 - воспламенитель.

Фиг.2 - воспламенитель, где:

5 - перфорированный корпус с центральным отверстием; 6 - передаточный заряд; 7 - кольцо с диаметральной перемычкой; 8 - шашки; 9 - газоводная трубка, 10 - пиросостав.

Фиг.3 - расположение шашек вокруг газоводной трубки, где:

8 - шашки; 9 - газоводная трубка.

Фиг.4 - перераспределение газовых потоков, где:

3 - прочноскрепленный заряд; 5 - перфорированный корпус с центральным отверстием; 6 - передаточный заряд; 7 - кольцо с диаметральной перемычкой; 8 - шашки; 9 - газоводная трубка, 10 - пиросостав.

Сущность изобретения заключается в следующем.

Воспламенение заряда, скрепленного с корпусом 1 ракетного двигателя твердого топлива, осуществляется воспламенителем 4. При воспламенении пиросостава 10 передаточного заряда 6 продукты сгорания, рассекаясь диаметральной перемычкой кольца 7, направляются на торцы и боковую поверхность шашек 8, воспламеняя их, так как перемычка препятствует прямому истечению продуктов сгорания пиросостава через газоводную трубку 9. Часть продуктов сгорания шашек 8 через ячейки перфорированного корпуса с центральным отверстием 5 направляется на поверхность канала прочноскрепленного заряда 3, обтекая поверхность и воспламеняя ее, а часть продуктов сгорания направляется в газоводную трубку 9 и истекает через центральное отверстие перфорированного корпуса 5, обеспечивая дальнейшее воспламенение поверхности канала и щелей прочноскрепленного заряда 3. Продукты сгорания топлива прочноскрепленного заряда 3 истекают через сопловой блок 2.

Диаметральная перемычка кольца 7 выполнена в поперечном сечении в виде треугольника. Причем при размере основания треугольника сечения перемычки менее 0,3 диаметра шашки часть продуктов сгорания минует шашки, протекая через газоводную трубку 9, что может не обеспечить воспламенение шашек; при размере основания треугольника сечения более 0,5 диаметра шашки ухудшается воспламенение торца шашки за счет его перекрытия основанием треугольника.

Максимальная длина газоводной трубки 0,9 длины шашки выбрана из условия обеспечения свободного перетока газов от сгорания шашек в газоводную трубку; минимальная длина газоводной трубки 0,7 диаметра шашки определена из условия исключения перелома шашек при воздействии продуктов сгорания на их торец, что может привести к нерасчетному горению.

Таким образом, предлагаемое техническое решение по сравнению с ближайшим аналогом обеспечивает воспламенение заряда и работу РДТТ с с надежностью не менее 0,995 и позволяет получить время выхода на расчетный режим двигателя с требуемыми параметрами.

Работоспособность РДТТ, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, подтверждена огневыми стендовыми испытаниями в температурном диапазоне ±50°С в опытных условиях ФГУП «НИИПМ».

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, преимущественно к стартовым и маршевым двигателям крылатых ракет, ракет тактического назначения, а также к двигателям реактивных систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопловой блок, прочноскрепленный заряд, воспламенитель с перфорированным корпусом, заполненным пиросоставом в виде передаточного заряда и шашек. Перфорация в корпусе выполнена в виде ячеек. Между передаточным зарядом и шашками помещено кольцо, имеющее диаметральную перемычку, выполненную в поперечном сечении в виде треугольника и направленного одной из вершин в сторону передаточного заряда. Основание треугольника составляет 0,3-0,5 диаметра шашки. Шашки расположены вокруг цилиндрической газоводной трубки, длина которой составляет 0,7-0,9 длины шашки. Изобретение позволяет обеспечить высокую надежность работы ракетного двигателя и одновременное воспламенение всей поверхности заряда твердого топлива. 4 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, сопловой блок, прочно скрепленный заряд, воспламенитель с перфорированным корпусом, заполненным пиросоставом в виде передаточного заряда и шашек, отличающийся тем, что перфорация в корпусе выполнена в виде ячеек, между передаточным зарядом и шашками помещено кольцо, имеющее диаметральную перемычку, выполненную в поперечном сечении в виде треугольника и направленного одной из вершин в сторону передаточного заряда, а основание треугольника составляет 0,3-0,5 диаметра шашки, причем шашки расположены вокруг цилиндрической газоводной трубки, длина которой составляет 0,7-0,9 длины шашки.