Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (рдтт)

Авторы патента:

F02K9/28 - имеющие два и более топливных заряда с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло

Владельцы патента RU 2789097:

Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу. Инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива происходит посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива. Изобретение обеспечивает тактическую гибкость применения летательного аппарата с ракетным двигателем на твердом топливе на большом диапазоне высот, расстояний до цели и маневров. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Существует проблема выбора величины тяги двухкамерных ракетных двигателей в начале маршевого режима работы (после участка с нулевой тягой). На участке движения с нулевой тягой летательный аппарат (ЛА) может совершать маневры по высоте и курсу, в зависимости от условий, связанных с целью, что повышает его аэродинамическое сопротивление и тем самым, снижает скорость. В таком случае ЛА понадобится увеличенная тяга в начале маршевого режима работы двигателя, чтобы он быстро набрал необходимую скорость и высоту, так как недостаток скорости может сделать его уязвимым к средствам ПВО и увеличить время полета к цели. Также могут быть случаи, когда увеличенная тяга в начале маршевого режима не нужна, например, когда ЛА летит без маневров. Поэтому проблема выбора тяги в начале маршевого режима работы двигателя ЛА с двухкамерным двигателем - актуальна.

Известен двухрежимный двигатель твердого топлива, состоящий из корпуса, последовательно установленных в нем разделенных днищем зарядов первого и второго режимов, описанных в патенте RU 2272927, F02K 9/28, 2006 г. В данном техническом решении днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны. В центральной части эластичной мембраны с помощью программно-разрушаемого соединения закреплен размещенный в канале второго режима эластичный рукав. Противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего днища двигателя.

Также известен двухимпульсный ракетный двигатель на твердом топливе, реализованный в компании Bayern-Chemie/Protac, описанный в статье Double-pulse solid rocket technology at Bayern-Chemie/Protac - 42^nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhubit 9-12 July 2006, Sacramento, California, AIAA Paper 2006 - 4761. Данный двигатель состоит из трубчатой (неподвижной) и стержневой (подвижной) частей заряда маршевого твердого топлива, заряда стартового топлива, телескопического механизма, перегородки из теплозащитного материала, воспламенительного устройства, корпуса. Данный двигатель имеет две камеры сгорания, в первой находится заряд стартового топлива, во второй -маршевого. Камеры разделены перегородкой из теплозащитного материала, вплотную прилегающей к заряду второй камеры. В процессе работы первой камеры перегородка отделяет первую камеру от второй, предотвращая запал маршевого заряда. После выгорания стартового заряда возможно движение ракеты без тяги. При поступлении команды на активацию второй камеры сгорания, телескопический механизм выталкивает неподвижную часть маршевого заряда, после чего производится инициирование воспламенительного устройства. Подвижная часть маршевого заряда имеет коническую форму для того, чтобы на маршевом режиме работы была постоянная тяга. Данное техническое решение взято за прототип.

Анализ конструкции прототипа выявил его особенность: нет возможности задавать начальную тягу маршевого режима работы двигателя после участка с нулевой тягой в зависимости от высот пуска ЛА и цели, расстояния до цели и маневров ЛА.

Целью предлагаемого изобретения является реализация возможности задавать начальную тягу маршевого режима работы двухкамерного РДТТ, а также повышение надежности воспламенения маршевого заряда топлива.

Поставленная цель достигается тем, что двухкамерный РДТТ состоит из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу, инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива может происходить посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами:

- на фиг.1 - схема двухкамерного РДТТ в закрытом состоянии;

- на фиг.2 - схема двухкамерного РДТТ с выдвинутым промежуточным днищем;

Заявляемый РДТТ состоит (фиг.1) из переднего (1), промежуточного (2) и заднего (3) днищ с теплозащитным покрытием, сопла (4), выдвигающего механизма (поршня) (5), ряда штифтов (6) и упоров (7), маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной (8) и неподвижной (9) частей с бронировками, стартового заряда топлива (на фигурах не указан), корпуса (10), штока (11), воспламенительного устройства (ВУ) (12), крышки с теплозащитным покрытием (ТЗП) (13), передней торцевой крышки (14), системы такелажных блоков (15), тросов (16), края рукава (17).

Двухкамерный РДТТ работает следующим образом: начинается работа двигателя с работы стартового заряда топлива. После выгорания стартового заряда топлива идет режим «нулевой тяги». В данный промежуток времени крышка с ТЗП (13) герметично закрывает маршевый заряд топлива от воздействия продуктов сгорания стартового заряда, прижимаясь внахлест к промежуточному днищу (2). В момент, определяемый системой управления, после режима «нулевой тяги», (фиг.2) выдвигается подвижная часть маршевого заряда топлива (8) посредством усилия со стороны выдвигающего механизма (5). Расстоянием, на которое выдвигается подвижная часть заряда маршевого топлива (8), определяется начальная площадь горения маршевого заряда топлива.

В качестве выдвигающего механизма можно использовать, например, поршень. Ограничение расстояния выдвижения поршня на заданную величину осуществляется с помощью выдвижения в его внутреннее пространство определенного штифта (6). После выдвижения поршень стопорится соответствующим упором (7). Таким образом, происходит дискретное определение степени выдвижения подвижной части заряда маршевого топлива (8).

Инициирование ВУ (12) может происходить посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища (2) и крышки с ТЗП (13) или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива (8).

В неподвижной части маршевого заряда топлива (9) имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива (8), плотно соединенная со штоком (11), через который передается усилие от выдвигающего механизма (5), с крышкой (13) задним торцом и с передней торцевой крышкой (14) передним торцом. Цилиндрическая поверхность подвижной части заряда маршевого топлива (8) покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав, имеющим со стороны заднего торца край (17), загнутый на угол 180 градусов, к которому прикреплены тросы (16), протянутые к передней торцевой крышке (14) через систему такелажных блоков (15), прикрепленных к переднему днищу (1). При выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива (8), через тросы (16) передается усилие на край рукава (17) по направлению к переднему днищу (1), за счет чего рукав заворачивается на определенное расстояние, отслаиваясь от цилиндрической поверхности подвижной части заряда маршевого топлива (8), тем самым увеличивая начальную площадь ее горения. Зазор между подвижной (8) и неподвижной (9) частями заряда маршевого топлива обеспечивает свободное перемещение в нем края рукава (17).

Достоинства данного двухкамерного РДТТ:

- возможность задания тяги в начале маршевого режима работы;

- высокая степень заполнения камеры сгорания топливом. Предлагаемое техническое решение позволяет задавать начальную тягу

маршевого режима работы двухкамерного РДТТ после участка с нулевой тягой, в зависимости от высот пуска летательного аппарата и цели, расстояния до цели и маневров ЛА. Также оно повышает надежность воспламенения маршевого заряда топлива.

1. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, отличающийся тем, что в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива происходит посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями.

3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что инициирование воспламенительного устройства происходит посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок (ТДУ) для космических аппаратов (КА). Твердотопливная двигательная установка содержит твердотопливные газогенераторы, соединенные газоходом с патрубком ресивера-накопителя и входным патрубком понижающего редуктора, а также электромагнитные блоки управления (ЭМБУ), соединенные через ресиверы-демпферы газоходом низкого давления с выходным патрубком редуктора.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2726835

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. Двигатель содержит камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью, заряд, скрепленный с камерой сгорания, воспламенитель и, в отличие от прототипа, снабжен профилированной полой вставкой, расположенной внутри камеры сгорания соосно соплу на заданном расстоянии от него.

Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя и способ его сборки // 2724096

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя. Стартовый твердотопливный ускоритель состоит из секций канальных зарядов с корпусами типа кокон и поворотного сопла.

Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2715453

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на стартовую и маршевую камеры сгорания, заряды твердого топлива, воспламенительные устройства и выходное сопло.

Многорежимный ракетный двигатель // 2715450

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным ракетным двигателям на твердом топливе, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на камеры сгорания, зарядов твердого топлива и выходного сопла.

Разделительное днище многоимпульного ракетного двигателя на твердом топливе // 2704058

Разделительное днище многоимпульсного ракетного двигателя твердого топлива, содержащего корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми канальными зарядами. Днище выполнено монолитным с группами перфорированных отверстий, симметрично расположенных относительно продольной оси и закрытых плоскими тонкостенными мембранами, герметично закрепленными на разделительном днище и имеющими теплозащитное покрытие.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2687500

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива – РДТТ, и предназначено для использования в ракетах различного назначения. Технический результат – повышение эффективности работы РДТТ.

Способ работы двухрежимного реактивного двигателя // 2670287

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.

Заряд твердого ракетного топлива // 2633980

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР. Заряд к стартовому реактивному двигателю содержит пучок трубок из высокоазотного пироксилинового пороха, скрепленный с дном двигателя, и воспламенитель, расположенный на торце заряда.

Ракета и ракетный двигатель твёрдого топлива // 2629048

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракета содержит тянущий ракетный двигатель твердого топлива и толкающий ракетный двигатель.