Ракетный двигатель твердого топлива

 

Использование: в ракетостроении. Сущность изобретения: переднее днище 2 снабжено теплозащитным экраном с упорами 11 и с выполненной в нем цилиндрическом полостью. Воспламенитель 3 установлен в цилиндрической полости, а переднее днище 2 снабжено частично утопленными в него штуцерами 6 со сквозными каналами, оси которых расположены под углом к оси двигателя. В штуцерах 6 установлены поджатые эластичными кольцами 8 метаемые элементы 7 с юбками, а на опорной поверхности упора 11 и цилиндрической по верхности полости выполнены взаимно-перпендикулярные пазы 9. Ось канала штуцера 6 пересекает паз 9 на цилиндрической поверхности полости и боковую поверхность корпуса воспламенителя 3 ил.

Предлагаемое изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенства конструкций ракетных двигателей и надежности их работы.

Существует конструкция ракетного двигателя твердого топлива [1] содержащая камеру сгорания с передним и задним днищем, воспламенитель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенительным составом ( при этом воспламенитель расположен на переднем днище), заряд твердого ракетного топлива, опорно-герметизирующий узел, размещенный между зарядом и камерой сгорания, сопловой блок, отличающийся тем, что переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами, в котором выполнена цилиндрическая полость, причем воспламенитель расположен в цилиндрической полости с натягом посредством опорного кольца с выступами и с радиальной перемычкой, армированной эластичным материалом, при этом выступы опорного кольца сопряжены с упорами теплозащитного экрана, а между выступами и упорами размещены эластичные прокладки; часть заряда со стороны соплового блока выполнена в виде усеченного конуса и забронирована по боковой поверхности и торцу, а опорно-герметизирующий узел выполнен в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, ориентированных в сторону переднего днища, и расположен между конической частью заряда, его торцом и задним днищем. Однако данная конструкция двигателя не совсем надежна, несмотря на то,что частицы корпуса воспламенителя улавливаются, поскольку форс пламени от инициатора не сможет гарантированно пробить корпус воспламенителя что приведет к отказу двигателя.

Существует конструкция ракетного двигателя твердого топлива [2] содержащая камеру сгорания с сопловым блоком, переднее днище с воспламенительным устройством и размещенный между камерой и пороховым зарядом опорно-герметизирующий узел. Однако и данная конструкция ракетного двигателя ненадежна из-за несовершенства воспламенительного устройства, и в случае применения воспламенителя с воспламеняющим составом в пластмассовом или металлическом корпусе при его срабатывании частицы корпуса перекроют дросселирующие отверстия рассекателя, что приведет к разрушению воспламенительного устройства и повреждению им порохового заряда как следствие, к аномальной работе двигателя. Кроме того, форс пламени от инициатора не сможет прожечь ( пробить) корпус воспламенителя, что приведет к отказу двигателя, аналогично описанному выше [1] что не безопасно при его транспортировании к месту уничтожения.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя за счет надежного воспламенения порохового заряда.

Это достигается тем, что в твердотопливном ракетном двигателе переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами и с выполненной в нем цилиндрической полостью, при этом воспламенитель установлен в цилиндрической полости а переднее днище снабжено частично утопленными в него штуцерами со сквозными каналами, оси которых расположены под углом к оси двигателя, причем в штуцерах установлены поджатые эластичными кольцами метаемые элементы с юбкой, а на опорной поверхности упора и цилиндрической поверхности полости выполнены взаимноперпендикулярные пазы, при этом ось канала штуцера пересекает паз на цилиндрической поверхности полости и боковую поверхность корпуса воспламенителя.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция воспламенительного узла переднего днища обеспечивает высокую надежность пробития любого корпуса воспламенителя и его зажжение за счет установки в штуцерах днища метаемых элементов.

На прилагаемом чертеже ( фиг. 1) приведена предлагаемая конструкция твердотопливного ракетного двигателя, где 1 камера сгорания; 2 переднее днище с теплозащитным экраном; 3 воспламенитель; 4 заряд твердого ракетного топлива; 5 инициаторы; 6 штуцер со сквозным каналом; 7 - метаемый элемент с юбкой (фиг. 2); 8 эластичное кольцо; 9 взаимно перпендикулярные пазы; 10 полость для воспламенителя на фиг.3 дан разрез по А-А фиг.1.

Сборка и работа ракетного двигателя в составе ракеты осуществляется следующим образом После установки в камеру сгорания 1 заряда твердого ракетного топлива 4 в двигатель устанавливается переднее днище с теплозащитным экраном 2, в полости 11 которого закрепляется воспламенитель 3. В сквозные каналы штуцеров 7 устанавливают метаемые элементы с юбкой 8,которые поджимают эластичными резиновыми кольцами 9, и инициаторы 6.

Собранный двигатель пристыковывают к ракете. При срабатывании инициаторов 6 метаемые элементы 8 срезаются по юбке и вылетают из сквозных каналов штуцеров 7, пробивая алюминиевый корпус воспламенителя 3. В образовавшиеся отверстия устремляется горячий пороховой газ от инициатора, который поджигает воспламенительный состав. От создавшихся внутри камеры сгорания 1 высокой температуры и давления загорается (срабатывает) заряд твердого ракетного топлива, и ракета под действием силы тяги выходит из пускового контейнера. Для отвода воздуха, находящегося в канале штуцера на переднем днище, в упорах 12 теплозащитного экрана, расположенных над штуцерами, выполнены взаимноперпендикулярные пазы 10: один на опорной поверхности упора, другой на цилиндрической поверхности полости, при этом ось канала штуцера пересекает паз на цилиндрической поверхности полости и боковую поверхность корпуса воспламенителя, что обеспечивает надежное пробитие корпуса воспламенителя. Если этого не сделать,то воздух, находящийся в канале штуцера, под напором метаемого элемента сжимаясь, только продавит корпус воспламенителя, не пробив его, и уменьшит скорость метаемого тела образовавшейся "пробкой" воздуха, что не допустимо. Для обеспечения заданных габаритов и из условий максимального заполнения двигателя пороховым зарядом переднее днище с наружной стороны снабжено частично утопленными в него штуцерами со сквозными каналами, оси которых направлены под углом к оси двигателя и пересекаются с цилиндрической поверхностью корпуса воспламенителя. Выполнение на переднем днище нескольких штуцеров с метаемыми элементами обеспечивает надежное срабатывание воспламенителя, кроме того позволяет при отработке двигателя регистрировать давление внутри камеры сгорания в процессе работы двигателя при установке в один из штуцеров регистрирующего датчика давления.

Для предотвращения выпадания метаемого элемента с юбкой из щтуцера и обеспечения герметичности по инициатору в зарезьбовой кольцевой паз штуцера на юбку метаемого элемента устанавливается эластичное резиновое кольцо.

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с передним и задним днищами, установленный со стороны переднего днища воспламенитель в виде корпуса с размещенным в нем воспламенительным составом, заряд твердого топлива, сопловой блок, инициатор, отличающийся тем, что переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами и с выполненной в нем цилиндрической полостью, при этом воспламенитель установлен в цилиндрической полости, а переднее днище снабжено частично утопленными в него штуцерами со сквозными каналами, оси которых расположены под углом к оси двигателя, причем в штуцерах установлены поджатые эластичными кольцами метаемые элементы с юбкой, а на опорной поверхности упора и цилиндрической поверхности полости выполнены взаимно перпендикулярные пазы, при этом ось канала штуцера пересекает паз на цилиндрической поверхности полости и боковую поверхность корпуса воспламенителя.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3