РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2010 года по МПК F02K9/10 F02K9/36 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), газогенераторов (ГГ) и вкладных зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ).

Известны конструкции РДТТ (ГГ) с вкладными зарядами ТРТ и зарядов ТРТ торцевого горения, в том числе с частично небронированный боковой поверхностью к ГГ и маршевым ступеням РДТТ (пат. RU 2164616), либо канально-торцевого горения (пат. RU 2259495) к разгонно-маршевым ступеням РДТТ.

Конструкция (Фиг.1) по пат. RU 2164616 принята авторами за прототип.

Особенностью прототипа является наличие застойной зоны над боковой бронированной поверхностью заряда.

Существенным недостатком прототипа является сложность обеспечения требуемых параметров (P_max, P_min) при выходе РДТТ (ГГ) на рабочий режим. Как правило, в таких системах реализуется высокий уровень теплопотерь при заполнении застойной зоны (Фиг.2) продуктами сгорания (ПС) воспламенителя, что обуславливает существенные затруднения при выходе РДТТ (ГГ) на рабочий режим при приемлемом уровне максимального давления (P_max). Для конструкции прототипа высока вероятность затухания заряда при выходе на рабочий режим за счет наличия существенного «провала» на диаграмме «давление-время» (Фиг.3).

Технической задачей изобретения является создание конструкции РДТТ (ГГ) с вкладным зарядом ТРТ, обеспечивающей надежный выход двигателя на рабочий режим с пониженным максимальным давлением (P_max) в камере сгорания РДТТ (ГГ) и уменьшенным «провалом» на диаграмме «давление-время».

Технический результат изобретения заключается в выполнении РДТТ содержащим камеру сгорания (КС) с сопловым блоком, оснащенным герметизирующей заглушкой, размещенный в камере сгорания вкладной заряд из твердого ракетного топлива в виде цилиндрического моноблока, бронированного по переднему торцу и частично по боковой поверхности, примыкающей к переднему торцу, и воспламенитель у заднего небронированного торца. При этом со стороны заднего небронированного торца выполняют сквозные каналы, под углом к продольной оси заряда с выходом отверстий каналов вблизи оконечности бокового бронепокрытия (Фиг.4).

Патентуемое изобретение поясняется графическими материалами.

Фиг.1. Конструкция прототипа:

1 - камера сгорания

2 - сопловой блок

3 - герметизирующая заглушка

4 - заряд ТРТ

5 - бронепокрытие переднего торца заряда

6 - бронепокрытие боковой поверхности заряда

7 - задний небронированный торец заряда

8 - воспламенитель

9 - уплотнительная прокладка.

Фиг.2. Схема воспламенения заряда для конструкции прототипа.

Фиг.3. Зависимости «давление-время» - p(τ) для конструкции прототипа и патентуемой конструкции.

P - давление в КС, кгс/см³

P_max1 - максимальное давление в КС прототипа, кгс/см²

P_max2 - максимальное давление в КС патентуемой конструкции, кгс/см²

P_min1 - минимальное давление в КС прототипа, кгс/см²

P_min2 - минимальное давление в КС патентуемой конструкции, кгс/см²

τ - время работы, с.

Фиг.4. Патентуемая конструкция:

1 - камера сгорания

2 - сопловой блок

3 - герметизирующая заглушка

4 - заряд ТРТ

5 - бронепокрытие переднего торца заряда

6 - бронепокрытие боковой поверхности заряда

7 - задний небронированный торец заряда

8 - воспламенитель

9 - уплотнительная прокладка

10 - сквозные каналы.

На Фиг.2, Фиг.5 стрелками показано движение ПС в начальный период воспламенения заряда.

Сущность изобретения заключается в уменьшении влияния тепловых потерь, обусловленных наличием застойной зоны в РДТТ, на воспламенение заряда в целом и своевременном подключении к воспламенению и последующем активном газоприходе со стороны цилиндрической небронированной части заряда. Уменьшение влияния теплопотерь на характер зависимости «давление-время» по патентуемому изобретению достигается за счет активной подачи ПС воспламенителя через сквозные каналы непосредственно вглубь застойной зоны, что обеспечивает опережающий прогрев КС в начальный период и последующее уменьшение уровня теплопотерь в процессе «подключения» к горению небронированной цилиндрической части заряда ТРТ (Фиг.5). Это позволяет уменьшить максимальное давление (P_max) при выходе РДТТ на рабочий режим и существенно уменьшить (Фиг.3) «провал» на диаграмме «давление-время» в начальный период работы РДТТ (ГГ). В целом предлагаемое техническое решение позволяет улучшить, за счет оптимизации внутрибаллистических характеристик, весовое совершенство РДТТ (ГГ), а следовательно, повысить эффективность ракетных систем.

Патентуемый РДТТ включает (Фиг.4) камеру сгорания (1), сопловой блок (2), заглушку (3), заряд ТРТ (4), оснащенный сквозными каналами (10), воспламенитель (8) и уплотнительную прокладку (9).

РДТТ работает следующим образом (Фиг.5). При подаче импульса на пусковой пиропатрон срабатывает воспламенитель (8), ПС которого через сквозные каналы (10) подаются в застойную зону, параллельно зажигая поверхности каналов и небронированного торца (7) заряда. ПС воспламенителя и ПС твердого ракетного топлива от воспламенившихся каналов, поступая в «глухую» часть застойной зоны, компенсируют тепловые потери и, образуя поток газов со стороны «глухой» части застойной зоны в сторону соплового блока, воспламеняют боковую небронированную цилиндрическую поверхность заряда (Фиг.5). При указанной схеме воспламенения патентуемой конструкции РДТТ удается получить зависимость «давление-время» p(τ) с существенным уменьшением начального «провала» давления (Фиг.3), что способствует повышению надежности работы РДТТ и достижению более оптимальных внутрибаллистических характеристик.

Пример практической реализации патентуемой конструкции РДТТ (Фиг.4).

РДТТ содержит заряд ТРТ торцевого горения, выполненный из медленногорящего топлива со скоростью горения при Т=20°C, P=100 кгс/см² - 2 мм/с. Размеры заряда:

- длина - 130 мм,

- наружный (по топливу) диаметр - 100 мм,

- длина небронированного цилиндрического участка (L) заряда - 30 мм.

Заряд бронирован по переднему торцу и частично по боковой поверхности. Со стороны небронированного торца выполнено четыре сквозных канала диаметром 6 мм каждый с выходом отверстий каналов к оконечности бронепокрытия (на входе в «застойную зону»). В качестве воспламенителя использовалась навеска дымного ружейного пороха ДРП-2 массой 7 т, размещенная у заднего небронированного торца заряда. Герметизирующая заглушка обеспечивала подпор давления до вскрытия - 20…30 кгс/см². Зависимость P(τ) для указанного примера приведена на Фиг.3.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива, газогенераторов и вкладных зарядов твердого ракетного топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком, вкладной заряд твердого ракетного топлива, размещенный в камере сгорания, и воспламенитель. Сопловой блок оснащен герметизирующей заглушкой. Заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде цилиндрического моноблока, бронированного по переднему торцу и боковой поверхности, примыкающей к переднему торцу. Воспламенитель расположен у заднего небронированного торца заряда. Со стороны небронированного торца заряда выполнены сквозные каналы под углом к продольной оси заряда, выходные отверстия которых расположены вблизи оконечности бокового бронепокрытия заряда. Изобретение позволяет уменьшить величину максимального давления при выходе ракетного двигателя твердого топлива на рабочий режим, повысить надежность работы такого двигателя, а также повысить его весовое совершенство. 5 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком, оснащенным герметизирующей заглушкой, размещенный в камере сгорания вкладной заряд твердого ракетного топлива в виде цилиндрического моноблока, бронированного по переднему торцу и боковой поверхности, примыкающей к переднему торцу, и воспламенитель у заднего небронированного торца заряда, отличающийся тем, что со стороны небронированного торца заряда выполнены сквозные каналы под углом к продольной оси заряда, выходные отверстия которых расположены вблизи оконечности бокового бронепокрытия заряда.