Ракетный двигатель твердого топлива Российский патент 2023 года по МПК F02K9/95 F02K9/97 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах.

Одной из основных задач, возникающих при проектировании ракетных двигателей реактивных снарядов систем залпового огня является повышение надежности работы в процессе выхода на режим.

Известна конструкция ракетной части, содержащая корпус, сопло, камеру сгорания и воспламенительное устройство (см. книгу Шишкова А.А. и др. «Рабочие процессы в РДТТ», М., Машиностроение, 1989, стр. 10, рис. 1.2).

Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка ракетной части, обеспечивающей воспламенение заряда.

Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие корпуса и сопла.

Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в сложности монтажа воспламенительного устройства, а также в ненадежности срабатывания воспламенительного устройства, ввиду расположения цепей подвода электрического импульса на направляющей боевой машины.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетный двигатель, содержащий корпус, камеру сгорания, сопло, выходной конус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, втулку и стопор с фиксированным усилием срыва (см. патент РФ №2279564, БИ №19, опубл. 10.07.2006 г.), принятая за прототип.

Известный ракетный двигатель работает следующим образом. После зажжения воспламенительного состава, смесь продуктов сгорания попадет на поверхность заряда, осуществляя его воспламенение. При достижении давления в камере сгорания превышающего давление срыва стопора, втулка отстыковывается от кольцевой опоры и воспламенительное устройство движется в осевом направлении с последующим вылетом из ракетного двигателя. Однако, при использовании высокоэнергетических топлив, образуется высокотемпературный высокоскоростной поток продуктов сгорания, воздействие которого, в процессе отстыковки воспламенительного устройства от сопла может привести к образованию значительного количества металлических фрагментов крепления воспламенительного устройства. Воздействие таких фрагментов на конструктивные элементы выходного конуса может привести к нарушению их целостности и, как следствие, к демонтажу двигателя.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является разработка ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего отстыковку воспламенительного устройства.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ракетном двигателе корпуса, камеры сгорания, сопла, выходного конуса, заряда твердого топлива, воспламенительного устройства, втулки и стопора с фиксированным усилием срыва.

В отличии от прототипа в предлагаемом ракетном двигателе в начале выходного конуса смонтирована кольцевая опора со стопором заданного профиля, при этом передний торец стопора выполнен под углом α=(1-9°) к поперечному сечению ракетного двигателя, а опора выполнена из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала стопора ниже напряжения сдвига материала втулки, в частных случаях, выполненной из металла, а на участке L=(0,0006…0,005) d⋅P_m опоры образован ряд стопоров.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны во всех случаях достаточны.

Задачей предполагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности нарушения целостности выходного конуса фрагментами крепления воспламенительного устройства.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном ракетном двигателе, содержащем корпус, камеру сгорания, сопло, выходной конус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, втулку и стопор с фиксированным усилием срыва, особенность заключается в том, что в начале выходного конуса смонтирована кольцевая опора со стопором заданного профиля, при этом передний торец стопора выполнен под углом α=(1-9°) к поперечному сечению ракетного двигателя, а опора выполнена из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала стопора ниже напряжения сдвига материала втулки, в частных случаях, выполненной из металла, а на участке L=(0,0006…0,005) d⋅P_m опоры образован ряд стопоров, где

d - диаметр втулки, обращенной к критическому сечению сопла;

P_m - максимальное давление в камере сгорания;

L - длина участка опоры, на котором расположен ряд стопоров;

α - угол наклона стопора опоры.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет:

- монтажа кольцевой опоры со стопором заданного профиля - обеспечить повышение надежности работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим. В период выхода на режим, данное выполнение кольцевой опоры позволяет обеспечить отделение воспламенительного устройства без образования значительного количества фрагментов, приводящих к нарушению целостности выходного конуса сопла;

- выполнения переднего торца стопора под углом α=(1-9°) к поперечному сечению ракетного двигателя - позволяет обеспечить отстыковку при достижении давления в камере сгорания равного давлению срыва, что, как следствие, позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим. Выполнение переднего торца стопора под углом α менее 1° может привести к более поздней отстыковки воспламенительного устройства от сопла и, соответственно, росту давления и, как следствие, возрастает вероятность возникновения демонтажа. Выполнение переднего торца стопора под углом α более 9° может привести к преждевременной отстыковке воспламенительного устройства от сопла, что отрицательно повлияет на надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим;

- выполнения опоры из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала стопора ниже напряжения сдвига материала втулки - обеспечить гарантированный срез стопоров опоры и, соответственно, повысить надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности повреждения выходного конуса фрагментами крепления воспламенительного устройства.

В частных случаях, то есть в конкретных формах исполнения:

- использование в качестве материала втулки - металла, позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим за счет исключения нарушения целостности выходного конуса металлическими фрагментами крепления воспламенительного устройства, обладающих более высокими механическими характеристиками, что приводит к сохранению его целостности и разрушению только стопоров опоры, выполнение ряда стопоров на участке L=(0,0006…0,005) d⋅P_m опоры - обеспечить отстыковку воспламенительного устройства при давлении в камере сгорания, соответствующем заданным параметрам отделения воспламенительного устройства и, соответственно, повысить надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим;

- выполнение ряда стопоров на участке менее L=0,0006 d P_m может привести к преждевременной отстыковке воспламенительного устройства от сопла, что отрицательно повлияет на надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим. Выполнение ряда стопоров на участке более L=0,005 d⋅P_m может привести к более поздней отстыковки воспламенительного устройства от сопла и, соответственно, росту давления и, как следствие, возрастает вероятность возникновения демонтажа.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и неизвестны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе, содержащем корпус, камеру сгорания, сопло, выходной конус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, втулку и стопор с фиксированным усилием срыва, согласно изобретению, в начале выходного конуса смонтирована кольцевая опора со стопором заданного профиля, при этом передний торец стопора выполнен под углом α=(1-9°) к поперечному сечению ракетного двигателя, а опора выполнена из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала стопора ниже напряжения сдвига материала втулки, в частных случаях, выполненной из металла, а на участке L=(0,0006…0,005) d⋅P_m опоры образован ряд стопоров.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен предлагаемый ракетный двигатель, на фиг. 2 - узел стыковки воспламенительного устройства и сопла ракетного двигателя, а на фиг. 3 - узел крепления втулки и опоры.

Предлагаемый ракетный двигатель содержит корпус 1, камеру сгорания 2, сопло 5, выходной конус 4, заряд твердого топлива 3, воспламенительное устройство 6, втулку 7, опору 8 со стопором 9 с фиксированным усилием срыва. В начале выходного конуса 4 смонтирована кольцевая опора 8 со стопором 9 заданного профиля, при этом передний торец стопора 9 выполнен под углом α=(1-9°) к поперечному сечению ракетного двигателя, а опора 8 выполнена из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала стопора 9 ниже напряжения сдвига материала втулки 7, в частных случаях, выполненной из металла, а на участке L=(0,0006….0,005) d⋅P_m опоры 8 образован ряд стопоров 9.

Предложенный ракетный двигатель работает следующим образом. После срабатывания воспламенительного устройства 6, поток продуктов сгорания подают на поверхность заряда 3, осуществляя его зажжение. При достижении давления в камере сгорания 2 превышающего давление срыва стопора 9 опоры 8, находящейся в начале выходного конуса 5 сопла 4, в процессе разрушения стопора 9 при взаимодействии со втулкой 7 воспламенительное устройство 6 перемещается в осевом направлении с последующим выходом из ракетного двигателя. За счет монтажа кольцевой опоры 8 со стопором 9 заданного профиля, выполнения переднего торца стопора 9 по углом α=(1-9°) к поперечному сечению ракетного двигателя, а также выполнения ряда стопоров 9 на участке L=(0,0006…0,005) d⋅P_m опоры 8 - обеспечивается повышение надежности работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим. За счет выполнения опоры 8 из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала стопора 9 ниже напряжения сдвига материала втулки 7 и использования в качестве материала втулки 7 - металла, позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим за счет исключения нарушения целостности выходного конуса 5 металлическими фрагментами крепления воспламенительного устройства 6, обладающих более высокими механическими характеристиками, что приводит к сохранению его целостности и разрушению только стопоров 9 опоры 8;

Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением позволило повысить надежность работы конструкции в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности нарушения целостности выходного конуса фрагментами крепления воспламенительного устройства.

Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ, использующихся в реактивных снарядах систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, намечено серийное производство.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Ракетный двигателеь, содержащий корпус, камеру сгорания, сопло, выходной конус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, втулку и стопор с фиксированным усилием срыва, согласно изобретению в начале выходного конуса смонтирована кольцевая опора со стопором заданного профиля, при этом передний торец стопора выполнен под углом α=(1-9°) к поперечному сечению ракетного двигателя, а опора выполнена из композиционного материала, например из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала стопора ниже напряжения сдвига материала втулки, в частных случаях выполненной из металла, а на участке L=(0,0006…0,005) d⋅P_m опоры образован ряд стопоров, где d - диаметр втулки, обращенной к критическому сечению сопла; P_m - максимальное давление в камере сгорания; L - длина участка опоры, на котором расположен ряд стопоров; α - угол наклона стопора опоры. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы конструкции в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности нарушения целостности выходного конуса фрагментами крепления воспламенительного устройства. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, камеру сгорания, сопло, выходной конус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, втулку и стопор с фиксированным усилием срыва, отличающийся тем, что в начале выходного конуса смонтирована кольцевая опора со стопором заданного профиля, при этом передний торец стопора выполнен под углом α=(1-9°) к поперечному сечению ракетного двигателя, а опора выполнена из композиционного материала, например из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала стопора ниже напряжения сдвига материала втулки.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что втулка выполнена из металла.

3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что на участке L=(0,0006…0,005) d⋅P_m опоры выполнен ряд стопоров,

где d - диаметр втулки, обращенной к критическому сечению сопла;

P_m - максимальное давление в камере сгорания;

L - длина участка опоры, на котором расположен ряд стопоров;

α - угол наклона стопора опоры.