Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину, узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, и узел гидрогашения. Камера сгорания содержит установленный в ее днище воспламенитель и датчик температуры. Узел гидрогашения содержит форсунку, датчик расхода, электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента. На штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения. Двигатель имеет две подсистемы регулирования. Первая подсистема включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой. Все датчики первой подсистемы связаны с бортовой электронной вычислительной машиной. Вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения. Датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной. Изобретение позволяет регулировать величину тяги ракетного двигателя твердого топлива и обеспечить надежное его выключение. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах.

Известный ракетный двигатель (патент RU №2171389, кл. 7 F02K 9/80 опубликован 2001.07.27), содержащий корпус, заряд, сопло, гидравлический узел, стакан, поршень, жидкий хладагент, форсуночный блок, регулируемый дроссель.

Недостатки этой схемы:

- заключаются в том, что в данном техническом решении можно только выключать двигатель;

- сложность изготовления движущихся деталей, находящихся в высокотемпературном потоке;

- обеспечение необходимого зазора в сопрягающихся местах.

Ракетный двигатель по патенту RU №2088788, кл. F02K 9/92, опублик. 1997.08.27 содержит обойму, установленную на сопловом блоке, зафиксированную относительно корпуса крепежными элементами, фланец обоймы имеет заходный конус, обеспечивающий центрирование обоймы относительно корпуса соплового блока. Конус формирует в процессе отсечки тяги из выступающего внутрь корпуса пакета колец круговой клин, образующий вместе с корпусом самотормозящую кинематическую пару.

Недостаток этой схемы состоит в том, что невозможно регулировать тягу двигателя.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является управляемый ракетный двигатель по патенту США №3059425 [Петренко В.И. и др. "РДТТ с регулируемым модулем тяги", Миасс, Издательство ГРЦ "КБ им. Академика В.П.Макеева", 1994, с.209-210, рис.7.14], который состоит из камеры сгорания, центрального тела, критического сопла и системы управления.

Недостаток этой схемы в том что, останов двигателя не эффективен.

Но общий недостаток этих схемных решений заключается в том, что они позволяют либо выключать двигатель или регулировать.

Задачей изобретения является повышение качества регулирования величины тяги и надежного останова двигателя.

Поставленная задача достигается тем, что регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгоранию, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину и узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, в отличие от прототипа содержит датчик температуры, вмонтированный в камеру сгорания, воспламенитель, установленный в днище камеры сгорания, и узел гидрогашения, содержащий форсунку, находящуюся в камере сгорания, датчик расхода и электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента, установленный в корпусе пневмогидроаккумулятора, при этом на штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения, а двигатель имеет две подсистемы регулирования, первая из которых включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой, при этом все датчики связаны с бортовой электронной вычислительной машиной, а вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения, при этом датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 представлена принципиальная схема предложенного ракетного двигателя твердого топлива, в отличие от прототипа состоящая из двух подсистем регулирования (первая подсистема регулирования состоит из управления критическим сечением сопла, а вторая подсистема из системы гашения твердого топлива вводом жидкого хладагента). На фиг.2 представлена принципиальная схема гашения твердого топлива жидким хладагентом.

Первая подсистема регулирования содержит камеру 1 сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива 2, исполнительным механизмом 3 управляет критическим сечением сопла 4 ракетного двигателя, датчик перемещения 5 закреплен на штоке исполнительного механизма, узел гидрогашения 6, датчик температуры 7 и датчик давления 8 вмонтированы в корпус камеры сгорания 1, датчики обратной связи 9 и 10 связаны с бортовой электронной вычислительной машины 11, воспламенитель 12 установлен в днище камеры сгорания.

Вторая подсистема регулирования содержит узел гидрогашения 6, включающий форсунку 13, которая вмонтирована в корпус камеры сгорания, датчик расхода 14, установленный на напорной линии трубопровода 15, клапан электромагнитный 16, пневмогидроаккумулятор 17, который включает датчик давления 18, жидкий хладагент 19, твердое топливо 20, и бортовую электронную вычислительную машину 11 (фиг.2).

Работает ракетный двигатель твердого топлива следующим образом.

Первая подсистема регулирования работает следующим образом (фиг.1). После запуска двигателя при помощи воспламенителя 12 бортовая электронная вычислительная машина 11 по заданному сигналу принимает показания датчика перемещения 5, датчика температуры 7, датчика давления 8 сравнивает их значения с заданными. Бортовая электронная вычислительная машина 11 по заданному закону подает команды на управление исполнительным механизмом 3, который управляет центральным телом. С увеличением или падением давления в камере сгорания исполнительный механизм 3 по команде от бортовой электронной вычислительной машины 11 поддерживает заданное значение давления в камере сгорания. Сбор информации собирается с датчиков 5, 7, 8 посредством бортовой электронной вычислительной машины 11.

Вторая подсистема регулирования ракетного двигателя твердого топлива многократного включения (останов двигателя) работает следующим образом (фиг.2).

По команде от бортовой электронной вычислительной машины 11 пневмогидроаккумулятор 17 при воспламенении заряда 20 создает определенное давление, равное впрыску, которое заранее рассчитано и заложено в программу бортовой электронной вычислительной машины 11. По заданному закону и после сигнала от датчика давления 18 фиксируют на бортовой электронной вычислительной машины 11 момент готовности узла гидрогашения 6 к работе, после чего от бортовой электронной вычислительной машины 11 подают сигнал на открытие электромагнитного клапана 16, и через форсунку 13 жидкий хладагент 19 по напорной линии трубопровода 15 поступает в камеру сгоранию ракетного двигателя. Отключение электромагнитного клапана 16 происходит по команде от бортовой электронной вычислительной машины 11, расход жидкости измеряется датчиком расхода 14, подача жидкого хладагента 19 в камеру сгорания осуществляет по заданному закону, который заложен в бортовой электронной вычислительной машине, т.е. порция впрыска от 100...3000 г.

Заявленное изобретение позволяет качественно регулировать величину тяги и обеспечивает надежное выключение ракетного двигателя твердого топлива.

Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину и узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, отличающийся тем, что содержит датчик температуры, вмонтированный в камеру сгорания, воспламенитель, установленный в днище камеры сгорания, и узел гидрогашения, содержащий форсунку, находящуюся в камере сгорания, датчик расхода и электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента, установленный в корпусе пневмогидроаккумулятора, при этом на штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения, а двигатель имеет две подсистемы регулирования, первая из которых включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой, при этом все датчики связаны с бортовой электронной вычислительной машиной, а вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения, при этом датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при обработке останова ЖРД с удалением остатков топлива из заклапанных полостей. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано для автоматической стабилизации тяги в условиях различных начальных температур и разброса параметров топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании управляемых по величине тяги ракетных двигателей твердого топлива

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, для которых не предусмотрено повторное включение полной тяги и к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям (ЖРД и РДТТ)

Реактивный двигатель включает корпус, консольный стержень, полое центральное тело, средство регулирования перемещения полого центрального тела при открытии сопла и средство перемещения полого центрального тела для закрытия сопла в заданный момент времени путем обеспечения заданной равнодействующей сил давления газообразных продуктов горения метательного вещества на центральное тело. Корпус имеет переднюю часть, камеру сгорания, приспособленную для размещения в ней заряда метательного вещества, и сопло. Консольный стержень со свободной концевой частью закреплен в передней части корпуса и выступает наружу из сопла. Полое центральное тело выполнено с возможностью перемещения вдоль консольного стержня по направлению истекающего потока газообразных продуктов горения метательного вещества для открытия сопла и перемещения в направлении, обратном указанному, для закрытия сопла. Полое центральное тело охватывает консольный стержень по его боковой поверхности. Средство регулирования перемещения полого центрального тела при открытии сопла размещено на консольном стержне внутри полого центрального тела. Другое изобретение группы относится к реактивному боеприпасу, включающему головную часть, указанный выше реактивный двигатель, соединенный с головной частью со стороны передней части своего корпуса, и стабилизатор. При стрельбе реактивным боеприпасом, включающим указанный реактивный двигатель, из мобильной пусковой установки с пусковой трубой, воздействуют газообразными продуктами горения метательного вещества на полое центральное тело для открытия сопла в пусковой трубе с обеспечением истечения указанных продуктов из открытого сопла для создания движущей силы, действующей на реактивный боеприпас. Регулируют положение полого центрального тела в открытом сопле в зависимости от температуры заряда метательного вещества. Обеспечивают одновременную подачу газообразных продуктов горения метательного вещества внутрь полого центрального тела. Закрывают сопло посредством полого центрального тела в заданный момент времени путем обеспечения заданной равнодействующей сил давления газообразных продуктов горения метательного вещества на полое центральное тело. Группа изобретений позволяет повысить кучность стрельбы, а также предотвратить воздействие струи пороховых газов на стрелка и его баротравму при повышении начальной скорости реактивного боеприпаса. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с отсечкой тяги

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с отсечкой тяги посредством узлов отсечки тяги (УОТ), выполненных в виде сопел противотяги, закрытых вскрываемыми (или прорубаемыми) по команде заглушками

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.
Наверх