Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, последовательно установленные в нем разделенные днищем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования и сопло. Днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны. В центральной части эластичной мембраны с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен размещенный в канале заряда второго режима эластичный рукав. Противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего дна двигателя. Расходные отверстия узла инициирования заряда второго режима соединены с полостью, образованной поверхностью горения заряда второго режима и наружной поверхностью рукава. Изобретение позволит уменьшить пассивную массу двигателя. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель.

Известна конструкция двухрежимного двигателя твердого топлива, в котором для разделения камер сгорания зарядов первого и второго режимов используется разделительное днище с заглушками, которые срабатывают при воспламенении заряда второго режима (см. заявку ФРГ №223045 от 3 июля 1980 г.).

Известна также конструкция ракетного двигателя (см. заявку Франции №2177880 от 14 декабря 1973 г. - прототип), в которой заряды первого и второго режимов разделены перегородкой, которая обеспечивает разделение камер при работе двигателя на первом режиме. Перегородка срабатывает под действием давления при воспламенении заряда второго режима.

Недостатком аналога и прототипа является наличие между зарядами жесткого силового элемента - днища, которое необходимо для обеспечения последовательной работы зарядов первого и второго режимов, что увеличивает массу корпуса и двигателя в целом.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение пассивной массы двигателя.

Технический результат достигается тем, что в двухрежимном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, последовательно установленные в нем и разделенные днищем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, сопло, днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима, при этом противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего дна двигателя, а расходные отверстия узла инициирования заряда второго режима соединены с полостью, образованной поверхностью горения заряда второго режима и наружной поверхностью рукава.

На фиг.1 представлен двухрежимный двигатель, который содержит корпус 1, состоящий из двух соединенных между собой секций, заряды первого 2 и второго 3 режимов, сопло 4, узлы инициирования соответственно первого 5 и второго 6 режимов, мембрану 7, которая герметично закреплена на корпусе. Мембрана содержит рукав 8, который, в свою очередь, герметично закреплен на узле инициирования второго режима, содержащем расходные узлы 9.

На фиг.2 представлен вариант исполнения программировано разрушаемого соединения мембраны и рукава. В данном соединении мембрана 7 и рукав 8 уложены внахлест с образованием профилированного замка, поверх которого приклеена резиновая накладка 11.

Двухрежимный двигатель работает следующим образом.

После срабатывания узла инициирования 5 в процессе горения заряда 1-го режима мембрана 7 и рукав 8 обеспечивают тепловую защиту и невоспламенение заряда 2-го режима.

После окончания работы заряда первого режима по команде от системы управления ракеты срабатывает узел инициирования заряда второго режима 6. Продукты сгорания последнего через расходные отверстия 9 попадают в полость между рукавом 8 и поверхностью горения заряда второго режима 3. Под действием образовавшегося давления происходит разрушение соединения манжеты 7 и рукава 8.

В варианте соединения, представленном на фиг.2, разрушение соединения происходит путем разрыва резиновой накладки 11, толщина которой выбирается с учетом ее коксования при работе заряда 1-го режима. Указанным выше способом возможна организация отделения рукава от мембраны, выполненных, например, за одно целое, путем формирования ослабленного сечения, в месте их соединения.

При работе заряда 2-го режима манжета прохлапывается в сторону направления истечения продуктов сгорания и постепенно разрушается.

Рукав также постепенно прококсовывается и разрушается в процессе работы заряда 2-го режима.

Таким образом, использование сгораемого эластичного разделительного элемента в двухрежимном двигателе твердого топлива позволяет уменьшить массу силовых элементов конструкции, повысив тем самым энергомассовые характеристики двигателя в целом.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, последовательно установленные в нем разделенные днищем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, сопло, отличающийся тем, что днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима, при этом противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего дна двигателя, а расходные отверстия узла инициирования заряда второго режима соединены с полостью, образованной поверхностью горения заряда второго режима и наружной поверхностью рукава.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области импульсных ракетных двигателей на твердом топливе (ИРДТТ), в которых происходит преобразование химической энергии порохового заряда в тепловую энергию газов, а затем в кинетическую энергию истекающей газовой струи, в частности, к ИРДТТ, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к вкладным зарядам ракетного твердого топлива стартовых двигателей снарядов контейнерного запуска со временем работы двигателя, превышающим время движения снаряда по направляющей, и может найти применение в стартовых двигателях неуправляемых снарядов и управляемых ракет.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке, проектированию и изготовлению твердотопливных зарядов, обеспечивающих высокую тяговооруженность ракетных двигателей (РД), в первую очередь для тактических ракет, а также для стартовых ступеней ракет различного назначения.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке, проектированию и изготовлению твердотопливных зарядов к ракетным двигателям. .

Изобретение относится к устройствам ракетной техники, в частности к зарядам твердого топлива вкладного типа, скрепляемым с дном камеры двигателя. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей на твердом топливе для снарядов, выстреливаемых из артиллерийских орудий.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель

Изобретение относится к конструкциям "щеточных" метательных зарядов к реактивным двигателям с малым временем работы

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет

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 в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя. Заряд смесевого твердого ракетного топлива содержит головной и сопловой полузаряды, скрепленные с корпусом. Задний торец головного полузаряда перфорирован глухими отверстиями, равномерно расположенными на двух концентрических окружностях. Ближайшие к каналу отверстия глубиной 1,2 максимальной толщины свода полузаряда отстоят от канала на расстоянии 0,21-0,22 максимальной толщины свода полузаряда. Удаленные от канала отверстия глубиной, равной максимальной толщине свода полузаряда, отстоят от предыдущих отверстий на расстоянии, равном удвоенному расстоянию, на которое ближайшие к каналу отверстия отстоят от канала полузаряда. В сопловом полузаряде, на длине, равной 0,65-0,7 длины соплового полузаряда, выполнены щелевые прорези, увеличивающиеся по высоте к заднему торцу до 0,9 максимальной толщины свода полузаряда. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры сгорания топливом. 3 ил.
Наверх