Ракетный двигатель твердого топлива байсиева
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива. Цель изобретения состоит в упрощении конструкции за счет использования конструкции инерционного эффекта вращающегося в полете корпуса. Для этого в двигателе, содержащем сопла стартовой и маршевой ступеней, устройство переключения режимов полета выполнено в виде шарнирно закрепленных на днище корпуса 1 между маршевыми 8 и стартовыми 7 соплами заслонок 12, а входы 9 проточных трактов сопел образованы наклонными и их осям и обращенными друг к другу сечениями. 2 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании многоступенчатых ракетных двигателей твердого топлива. Известен ракетный двигатель твердого топлива, снабженный устройством переключения режима работы сопел. Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопла стартового режима и перекрытие устройством переключения, выполненным из термостойкого материала, сопла маршевого режима. Известный двигатель применяется преимущественно для компоновки носителей космических аппаратов, дальнобойных баллистических ракет, снарядов и воздушных торпед. Конструкция ракетного двигателя имеет чрезвычайно сложное выполнение, что ограничивает сферу его применения. Целью настоящего изобретения является упрощение конструкции ракетного двигателя. Поставленная цель достигается тем, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопла стартового режима и перекрытые устройством переключения, выполненным из термостойкого материала, сопла маршевого режима, устройство переключения режимов полета выполнено в виде шарнирно закрепленных на днище корпуса между маршевыми и стартовыми соплами заслонок, а входы проточных тракторов сопел образованы наклонными к их осям и обращенными друг к другу сечениями. На фиг. 1 представлен ракетный двигатель, общий вид; на фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1. Ракетный двигатель содержит корпус 1, внутри которого размещены топливные заряды 2 и 3 соответственно первой и второй ступеней. Между топливными зарядами 2 и 3 размещен замедлитель 4. У основания корпуса 1 размещен сопловой блок 5 с электровоспламенителем 6. Блок 5 содержит сопла 7 стартового режима, отвечающие режиму работы первой ступени двигателя. Между электровоспламенителем 6 и соплами 7 стартового режима размещены концентрично сопла 8 маршевого режима, отвечающие режиму работы второй ступени двигателя. На внутренней поверхности блока 5 размещены входы 9 проточных трактов сопел 7 и 8, образованные наклонными к их осям и обращенными друг к другу сечениями 10 и 11. Входы 9 представляют по существу призматические углубления, образованные сечениями 10 и 11. На поверхности сечений 10 размещены входы сопел 7 стартового режима, а на поверхности сечений 11 - входы сопел 8 маршевого режима. Между соплами 7 и 8 размещены шарнирно закрепленные в углублениях входов 9 устройства переключения, выполненные в виде заслонок 12. Заслонки 12 примыкают к поверхностям сечений 11 и зафиксированы в этом положении с помощью сгораемой шайбы 13. Заслонки 12, а также поверхности сечений 10 и 11 покрыты термостойким материалом, например графитом, либо специальной керамикой. Ракетный двигатель работает следующим образом. При включении электровоспламенителя 6 возгорает топливный заряд 2 первой ступени двигателя, а также шайба 13. Продукты сгорания под давлением выбрасываются через сопла 7 стартового режима, обеспечивая при этом необходимую тягу двигателя. При работе первой ступени двигателя избыточное давление прижимает заслонки 12 к поверхностям сечения 11 призматических углублений 9. Одновременно на заслонки 12 действует центробежная сила, обусловленная вращением в полете корпуса 1 двигателя ракеты. Однако в связи с тем, что сила давления газов на заслонки 12 превышает центробежную силу, стремящуюся отвести их от поверхностей сечений 11, заслонки 12 остаются прижатыми к поверхности сечения 11. После полного сгорания заряда 2 давление газов внутри двигателя падает до такой степени, что центробежная сила перебрасывает заслонки 12 с поверхностей сечений 11 к поверхностям сечений 10 и тем самым перекрывает отверстия стартового режима сопел 7. При этом выгорает замедлитель 4, воспламеняется топливный заряд 3 второй ступени и вступают в работу сопла 8 маршевого режима. Конструкция ракетного двигателя с устройством переключения режимов полета в виде заслонок, шарнирно прикрепленных на днище корпуса между соплами стартового и маршевого режимов, существенно упрощает конструкцию двигателя. При этом обеспечиваются условия максимального использования энергетических возможностей второй ступени двигателя.
Формула изобретения
Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопла стартового режима и перекрытые устройством переключения, выполненным из термостойкого материала, сопла маршевого режима, отличающийся тем, что, с целью упрощения конструкции за счет использования инерционного эффекта вращающегося в полете корпуса, в нем устройство переключения режимов полета выполнено в виде шарнирно закрепленных на днище корпуса между маршевыми и стартовыми соплами заслонок, а входы проточных трактов сопел образованы наклонными к их осям и обращенными друг к другу сечениями.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 13.03.1994
Номер и год публикации бюллетеня: 13-2001
Извещение опубликовано: 10.05.2001
