Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты состоит из корпуса с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами. В предсопловых объемах корпуса соосно газоподводной трубке с пиропатроном закреплены воспламенители, каждый из которых содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом. Стакан со стороны газоподводной трубки закрыт крышкой с кольцевым коническим отражателем. Между стенкой отражателя и торцом футляра в боковой стенке крышки выполнен круговой ряд сквозных каналов, соединяющих внутреннюю полость с предсопловым объемом. Наружный диаметр кольцевого конического отражателя dотp составляет 0,4…0,5 от внутреннего диаметра корпуса (dотp=(0,4…0,5)Dкорп). В стенке отражателя на диаметре dряд, равном 0,6…0,8 от наружного диаметра конического отражателя (dряд=(0,6… 0,8)dотр), дополнительно выполнен ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя. Во фронтальном сечении оси отверстий в отражателе смещены относительно осей сквозных каналов крышки и расположены в секторе между ними, а диаметр кругового ряда отверстий в отражателе больше диаметра кругового ряда отверстий в крышке. В отражателе может быть выполнено более одного ряда отверстий. Изобретение позволит уменьшить влияние действия волн давления продуктов сгорания заряда за счет уменьшения амплитуды волн давления. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.

Известно, что для обеспечения увода отделяемых частей используются твердотопливные газосвязанные двигатели с двумя или более числом сопел. В известном двигателе (см. патент 2513052, приоритет с 06.04.2012 г.) содержится корпус с двумя соплами, многошашечный заряд и расположенные в предсопловых объемах воспламенители, инициирующиеся пиропатроном. Недостаток такого двигателя состоит в том, что при одновременном срабатывании воспламенителей волна давления от продуктов сгорания каждого направлена навстречу друг другу и может при встрече усилиться, что приведет к нерасчетному режиму горения заряда. Учитывая, что воспламенители в большинстве случаев срабатывают неодновременно, а распространение волн давления происходит со скоростью звука, волна давления от продуктов сгорания одного воспламенителя проходит всю длину камеры сгорания, отражается от дна и возвращается назад. В это время срабатывает второй воспламенитель, и волна давления от продуктов сгорания, взаимодействуя с отраженной волной давления, также приводит к нерасчетному горению заряда. В процессе горения заряда, также, в силу природы процесса горения, возникают колебательные процессы при истечении продуктов сгорания заряда в сторону соплового объема, которые также, отражаясь от дна, вызывают нерасчетное течение продуктов горения заряда.

Для улучшения процесса воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя известно устройство воспламенения заряда (см. патент 2500913, приоритет от 23.05.2012 г.), содержащее перфорированный стакан, закрытый крышкой с кольцевым коническим отражателем. Внутри стакана установлен футляр, заполненный пиротехническим составом, инициируемый пиропатроном, установленным в газоподводной трубке. Между стенкой отражателя и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость стакана с объемом камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя.

Установка конического отражателя позволяет улучшить процесс воспламенения заряда, но не гасит волны давления, возникающие в двигателе в процессе горения заряда.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение стабильности горения твердотопливного заряда, и как следствие - повышение надежности работы двигателя в целом.

Это достигается тем, что в известной конструкции двигателя твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты, содержащей корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, в предсопловых объемах которого соосно газоподводной трубке с пиропатроном закреплены воспламенители, каждый из которых содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, который со стороны газоподводной трубки закрыт крышкой с кольцевым коническим отражателем, между стенкой крышки и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнен круговой ряд сквозных каналов, соединяющих внутреннюю полость с предсопловым объемом твердотопливного ракетного двигателя, а в стенке отражателя дополнительно выполнен круговой ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя. Диаметр кругового ряда отверстий в отражателе больше диаметра кругового ряда сквозных отверстий в крышке, и при этом должны выполняться следующие соотношения:

dотр=(0,4…0,5)Dкорп;

dряд=(0,6…0,8)dотp, где

Dкорп - внутренний диаметр корпуса;

d0Tp - наружный диаметр кольцевого конического отражателя;

dряд - диаметр кругового ряда отверстий в кольцевом коническом отражателе.

Отверстия в отражателе могут быть выполнены на двух и более круговых рядах.

Предложенная конструкция ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей поясняется чертежами:

Фиг. 1 - общий вид ракетного двигателя твердого топлива для увода отделяемых частей;

Фиг. 2 - общий вид перфорированного стакана воспламенителя с отражателем;

Фиг. 3 - расположение отверстий в отражателе;

Фиг. 4 - вариант исполнения отверстий в отражателе.

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей состоит из корпуса (1), многошашечного твердотопливного заряда (2), двух опорных решеток (3), двух газосвязанных сопел (4), двух пиропатронов (5), двух воспламенителей (6), каждый из содержит перфорированный стакан (7) с установленным внутри футляром (8), заполненным пиротехническим составом (9). Со стороны пиропатрона (5) футляр (8) закрыт крышкой (10) с кольцевым коническим отражателем (11). В стенке отражателя (11) выполнен круговой ряд сквозных отверстий (12), оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя (11). Диаметр кругового ряда отверстий (12) в отражателе (11) больше диаметра сквозных отверстий (13) в крышке (10). Отверстия (12, 14) в отражателе (11) могут быть выполнены на двух и более круговых рядах.

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей работает следующим образом:

При срабатывании двух пиропатронов (5), расположенных симметрично с разных сторон от заряда (2), продукты его сгорания обеспечивают зажжение двух воспламенителей (6), которые также расположены симметрично с двух сторон от заряда (2), и в свою очередь обеспечивает зажжение твердотопливного заряда (2), продукты сгорания которого истекают через сопла (4). В процессе запуска и работы двигателя возникают колебательные процессы при истечении продуктов сгорания заряда (2) в сторону предсоплового объема, которые, отражаясь от дна, вызывают нерасчетное течение продуктов горения заряда (2). Для уменьшения амплитуды волн давления весь газовый поток продуктов горения заряда (2) с помощью кольцевого конического отражателя (11) разбивается на две части. Одна часть, обтекая кольцевой конический отражатель (11), взаимодействует с дном корпуса (1), а другая часть - непосредственно со стенкой отражателя (11). За счет этого уменьшается амплитуда колебаний всего потока продуктов сгорания заряда (2).

Эмпирическим путем получено следующее соотношение: dотр=(0,4…0,5)Dкорп, где Dкорп _ внутренний диаметр корпуса, d0Tp -наружный диаметр кольцевого конического отражателя.

Для повышения эффекта уменьшения амплитуды давления и уменьшения нагрузок от действия перепада давления продуктов сгорания на отражатель в нем выполнен круговой ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя. Часть потока продуктов сгорания заряда, которая отражается от отражателя, истекает через эти отверстия под углом к продольной оси двигателя и взаимодействует с потоком продуктов сгорания заряда, обтекающий отражатель, уменьшая амплитуду колебаний этого потока. Для исключения взаимовлияния потоков, истекающих из сквозных каналов крышки и потока, отражающего от рассекателя, отверстия в отражателе смещены относительно осей сквозных каналов крышки и расположены в секторе между ними на разных диаметрах. При этом должно выполняться следующее соотношение, полученное эмпирическим путем:

dряд=(0,6…0,8)dотp, где

dотp - наружный диаметр кольцевого конического отражателя,

dряд - диаметр кругового ряда отверстий в кольцевом коническом отражателе.

Данное изобретение позволяет достичь большей стабильности процесса горения заряда за счет уменьшения амплитуды волн давления, что оказывает положительное влияние на надежность работы двигателя.

Двигатель данной конструкции планируется применять для увода отделяемых частей ракеты перспективного комплекса.

1. Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты, содержащий корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками, и двумя газосвязанными соплами, в предсопловых объемах которого соосно газоподводной трубке с пиропатроном закреплены воспламенители, каждый из которых содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, который со стороны газоподводной трубки закрыт крышкой с кольцевым коническим отражателем, между стенкой которого и торцом футляра в боковой стенке крышки выполнен круговой ряд сквозных каналов, соединяющих внутреннюю полость с предсопловым объемом твердотопливного ракетного двигателя, отличающийся тем, что в стенке отражателя дополнительно выполнен круговой ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя, причем диаметр кругового ряда отверстий в отражателе больше диаметра кругового ряда сквозных отверстий в крышке, и при этом должны выполняться следующие соотношения:

dотр=(0,4…0,5)Dкорп;

dряд=(0,6…0,8)dотp,

где Dкорп - внутренний диаметр корпуса;

dотp - наружный диаметр кольцевого конического отражателя;

dряд - диаметр кругового ряда отверстий в кольцевом коническом отражателе.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что отверстия в отражателе выполнены на двух и более круговых рядах.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым для работы в составе кумулятивно-фугасного заряда. Двигатель кумулятивно-фугасного заряда содержит корпус, сопло, заряд, размещенный между решеткой и переходным дном, воспламенитель и мембрану в виде крышки.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая силовой цилиндр, заполненный пусковым горючим, два мембранных узла с входным и выходным каналами, мембраны которых выполнены с кольцевой утоненной перемычкой и которые закреплены герметично со стороны входа и выхода силового цилиндра, кроме того, ампула имеет средства для разрыва мембран, для заправки силового цилиндра пусковым горючим и средства для фиксации подвижных элементов мембран после их разрыва, причем каждый из мембранных узлов включает в себя корпус, с одной стороны которого закреплена мембрана, а с другой стороны установлена заглушка, внутри корпуса установлен пиропривод, состоящий из цилиндрической направляющей и поршня со штоком, а с тыльной стороны мембраны прикреплен цилиндрический хвостовик, который соединен со штоком, кроме того, надпоршневая полость через отверстие в корпусе соединена с полостью штуцера, в которой установлен пиротехнический заряд, причем диаметр поршня больше диаметра срезываемой части мембраны, а соединение полости силового цилиндра с входным и выходным каналами осуществляется через кольцевой зазор, образующийся при разрыве мембраны и ее последующем перемещении.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда.

Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее и/или в заднее днище корпуса.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения.

Изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к ракетным двигателям снарядов, запускаемых из ствола орудия или миномета. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда содержит камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, инициатор и сопловую заглушку.

Изобретение может использоваться для вывода на орбиту спутников, в реактивных системах залпового огня, для дополнительного разгона артиллерийских снарядов после выхода снаряда из ствола орудия при подлете к цели.

Изобретение относится к отраслям промышленности, где требуется создание потока с регулируемым массовым расходом газообразного низкотемпературного рабочего тела.

Группа изобретений относится к области ракетного машиностроения, в частности к производству корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композитов. Корпус ракетного двигателя из полимерных композитов с газоходом включает теплоэрозионно-стойкое покрытие и силовую оболочку.

Изобретение относится к технологии композиционных материалов и может быть использовано при ремонте поверхности деталей ракетного двигателя. Способ ремонта поверхности деталей из углепластика включает приготовление ремонтного состава, обезжиривание дефектов поверхности, заполнение их ремонтным составом и отверждение.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан.

Заряд смесевого твердого топлива содержит корпус, защитно-крепящий слой и узел скрепления торцевой части заряда в виде эластичного элемента, расположенного между топливом и внутренней поверхностью корпуса.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к оболочечным конструкциям из полимерных композиционных материалов, и может быть использовано при создании корпусов или отсеков адаптеров летательных аппаратов, применяемых в ракетной и авиационной технике.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), имеющего большое время работы. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработках ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия.

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты состоит из корпуса с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами. В предсопловых объемах корпуса соосно газоподводной трубке с пиропатроном закреплены воспламенители, каждый из которых содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом. Стакан со стороны газоподводной трубки закрыт крышкой с кольцевым коническим отражателем. Между стенкой отражателя и торцом футляра в боковой стенке крышки выполнен круговой ряд сквозных каналов, соединяющих внутреннюю полость с предсопловым объемом. Наружный диаметр кольцевого конического отражателя dотp составляет 0,4…0,5 от внутреннего диаметра корпуса Dкорп). В стенке отражателя на диаметре dряд, равном 0,6…0,8 от наружного диаметра конического отражателя dотр), дополнительно выполнен ряд сквозных отверстий, оси которых расположены перпендикулярно внешней стороне отражателя. Во фронтальном сечении оси отверстий в отражателе смещены относительно осей сквозных каналов крышки и расположены в секторе между ними, а диаметр кругового ряда отверстий в отражателе больше диаметра кругового ряда отверстий в крышке. В отражателе может быть выполнено более одного ряда отверстий. Изобретение позволит уменьшить влияние действия волн давления продуктов сгорания заряда за счет уменьшения амплитуды волн давления. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх