Патент на изобретение №2187683
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
(57) Реферат: Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива стартового режима и камеру сгорания с зарядом твердого топлива маршевого режима. Между камерами сгорания установлена перегородка, содержащая центральное отверстие и по меньшей мере одно запальное отверстие. Сопловой блок содержит сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод и центральное отверстие перегородки к камере сгорания маршевого режима. В каждое запальное отверстие перегородки между камерами сгорания заключена металлическая заглушка, содержащая со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав. Заглушка ракетного двигателя может быть выполнена в виде штыря. Изобретение направлено на повышение надежности и эффективности работы ракетного двигателя. 1 з.п.ф-лы, 5 ил. Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании систем дальнобойных баллистических ракет и реактивных снарядов различных систем. Известны различные конструкции двухрежимных ракетных двигателей, включающие корпус с топливными зарядами стартового и маршевого режимов, сопловой блок и стабилизаторы (Бибилашвили Н. Ш., Бурцев И.И., Серегин Ю.А. Руководство по организации и проведению противоградовых работ. – Л.: Гидрометеоиздат, 1981, с. 43-46). Недостатком известных двигателей является низкий КПД, обусловленный тем, что продукты сгорания топливных зарядов как первого, так и второго режимов истекают через одни и те же сопла. Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива стартового режима и камеру сгорания с зарядом твердого топлива маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку, содержащую центральное отверстие и по меньшей мере одно запальное отверстие, снабженное со стороны камеры сгорания маршевого режима обратным клапаном, сопловой блок содержащий сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод к камере сгорания маршевого режима (Патент Российской Федерации 2084676, М.кл. F 02 К 9/30, 1994 г.) прототип. Несмотря на высокий КПД двигателя, наличие пластинчатых обратных клапанов в запальных отверстиях перегородки существенно снижает надежность работы двигателя. Это обусловлено тем, что в зоне высоких температур, достигающих уровня порядка 2500-3000oС, пластины не выдерживают. Проблема не может быть решена даже при использовании обратных шариковых клапанов, подпружиненных к запальным отверстиям перегородки. Проблема усугубляется еще тем, что на клапан, установленный в запальное отверстие перегородки, действует высокая температура и давление порядка 100 атмосфер со стороны камеры сгорания стартового режима, а затем те же условия воздействуют на клапан со стороны камеры сгорания маршевого режима. При таких режимах обратные клапана не могут функционировать нормально и могут быть полностью разрушены либо деформированы до такой степени, что газы из камеры сгорания маршевого режима частично будут проходить в камеру сгорания стартового режима через образовавшиеся щели между перегородкой и клапаном. В результате из-за недостаточно высокой надежности работы узлов обратного клапана снижается дальность полета ракеты, а следовательно, и эффективность его применения. Техническим результатом от использования заявленного устройства является повышение надежности и эффективности работы ракетного двигателя. Технический результат достигается тем, что в известном двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, размещенные в корпусе камеру сгорания с зарядом твердого топлива стартового режима и камеру сгорания с зарядом твердого топлива маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку, содержащую центральное отверстие по оси и по меньшей мере однозапальное отверстие, сопловой блок, содержащий сверхзвуковые сопла стартового режима и по меньшей мере одно сверхзвуковое сопло маршевого режима, подключенное через трубопровод и центральное отверстие перегородки к камере сгорания маршевого режима, в каждое запальное отверстие перегородки между камерами сгорания заключена металлическая заглушка, содержащая со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива отличается также и тем, что заглушка выполнена в виде штыря. Наличие металлической заглушки, содержащей со стороны камеры сгорания маршевого режима инициирующий состав, обеспечивает воспламенение топливного заряда в камере сгорания маршевого режима за счет передачи теплового импульса инициирующему составу через металлический корпус заглушки. При этом исключается доступ газов из камеры сгорания маршевого режима в камеру сгорания стартового режима, что повышает надежность и эффективность работы ракетного двигателя. При этом металлическая заглушка выполняет не только роль воспламенителя, но и роль замедлителя, поскольку нагрев противоположной его стороны с инициирующим составом до температуры воспламенения происходит не мгновенно, как в электрическом запале, а через определенный промежуток времени, после сгорания топливного заряда первого режима. В результате, в отличие от использования электрозапалов для воспламенения топливного заряда второй ступени с задержкой времени не требуется специальный таймер-выключатель. На фиг.1 представлен общий вид ракетного двигателя; на фиг. 2 – 5 – возможные варианты конструкции металлических заглушек и их размещение в корпусе ракетного двигателя. Двигатель содержит корпус 1, размещенные в корпусе 1 камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3 канального горения, обеспечивающим стартовый режим, и камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом торцевого горения 5, обеспечивающим маршевый режим. Твердотопливный заряд 3 канального горения содержит размещенные концентрично продольной оси каналы 6 для увеличения поверхности горения. Между зарядами 3 и 5 в корпусе 1 размещена перегородка 7, содержащая по оси центральное отверстие 8 для выхода продуктов сгорания топливного заряда 5 и по меньшей мере одно либо несколько запальных отверстий 9, в каждое из которых установлена металлическая заглушка 10. Между перегородкой 7 и зарядом 3 размещен замедлитель 11. Перегородка 7 жестко прикреплена к корпусу 1. Двигатель содержит сопловой блок 12 с концентрично размещенными в нем сверхзвуковыми соплами стартового режима 13 и по меньшей мере одно сопло маршевого режима 14, которое в данном случае размещено по оси соплового блока 12. Внутри двигателя размещен соединительный трубопровод 15, подключенный с одной стороны через центральное отверстие 8 перегородки 7 к камере сгорания 4, а другим нижним концом подключен к сверхзвуковому соплу маршевого режима 14. При этом внутренний диаметр отверстия соединительного трубопровода 15 несколько превышает максимальный диаметр конфузора сопла 14. Ракетный двигатель содержит в нижней части стабилизаторы 16. В камеру сгорания 2 через одно из сверхзвуковых сопел стартового режима 13 с помощью уплотнителя 17 введен электровоспламенитель 18, снабженный токопроводящим шнуром 19 и вилкой 20. Остальные отверстия на сопловом блоке закрыты (заклеены) защитной влагонепроницаемой изоляционной пленкой 21. Металлическая заглушка 10 может иметь различную конструкцию. Она может быть выполнена, например, в виде полой втулки 22 с инициирующим составом 23 в полости (фиг.2) или в виде штыря 24 (фиг.3) либо металлической перегородки пластины 25 (фиг. 4), контактирующих со стороны камеры сгорания маршевого режима 4 с инициирующим составом 23. В нашем случае металлическая заглушка выполнена в виде штыря 24 (фиг.3) с инициирующим составом 23 на конце, размещенном в камере сгорания маршевого режима 1 (фиг. 3). Заглушка в данном случае прикреплена к перегородке 7 с помощью резьбового соединения. В качестве металлической заглушки может быть использован также штатный электрический запал, например электрозапал ЭКВ-02, который может быть установлен посредством резьбового соединения в отверстие перегородки со стороны камеры сгорания стартового режима, т.е. так как показано на фиг.5. В этом случае он сработает при нагреве инициирующего состав 23 через металлический корпус. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. При запуске двигателя с помощью электровоспламенителя 18 воспламеняется твердотопливный заряд стартового режима 3. После полного сгорания заряда воспламеняется замедлитель 11. При срабатывании замедлителя 11 происходит нагрев корпуса металлической заглушки, в данном случае штыря 24, от чего воспламеняется инициирующий состав 23 и форс огня, действуя направленно вверх, воспламеняет твердотопливный заряд 5 маршевого режима. Конструкция ракетного двигателя с металлической заглушкой в перегородке обеспечивает воспламенение топливного заряда в камере сгорания маршевого режима за счет теплового импульса, передаваемого через металлический корпус заглушки к инициирующему составу. Применение металлической заглушки для передачи огневого импульса исключает возможность прорыва газов из камеры сгорания маршевого режима в камеру сгорания стартового режима, что обеспечивает необходимую надежность и эффективность работы ракетного двигателя. Формула изобретения
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
