Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива

Авторы патента:

Колесников Виталий Иванович (RU)

Жиров Серафим Васильевич (RU)

Дубовцев Валерий Георгиевич (RU)

Иванов Василий Егорович (RU)

Спицын Борис Григорьевич (RU)

Карсаков Александр Сергеевич (RU)

Балабанов Геннадий Константинович (RU)

Щетинин Валерий Николаевич (RU)

Габов Александр Васильевич (RU)

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

Владельцы патента RU 2347931:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава, а также сопло. В заряде второго режима рукав и эластичная мембрана содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала. Стропы рукава закреплены на передней крышке, а стропы эластичной мембраны закреплены на корпусе и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго режима. Изобретение позволяет повысить надежность работы заряда второго режима и ракетного двигателя за счет исключения вылета мембраны и рукава. 3 ил.

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

Известны конструкции ракетных двигателей твердого топлива, в которых для разделения зарядов первого и второго режимов используется разделительное днище (патенты РФ NN 2131053 от 05.08.96, МПК F02К 9/12, 2197707 от 26.11.01, МПК F42В 15/00).

Недостатком аналога по пат. 2131053 является фиксированное время между окончанием работы заряда первого режима и началом работы заряда второго режима. Увеличение этого временного интервала может быть достигнуто за счет увеличения толщины промежуточного днища, что увеличивает пассивный вес двигателя.

Недостатком аналога по пат. 2197707 является большой пассивный вес двигателя за счет массивного промежуточного днища с заглушками.

Известна также конструкция ракетного двигателя патент РФ 2272927, МПК F02К 9/28, взятый авторами за прототип, в которой днище между зарядами первого и второго режимов выполнено в виде эластичной мембраны, скрепленной с помощью программированно разрушаемого соединения с эластичным рукавом, размещенным в канале заряда второго режима. С другой стороны рукав закреплен со стороны передней крышки двигателя. Недостатком прототипа является возможность отрыва рукава и перекрытие им критического сечения сопла во время работы заряда второго режима, что вызовет нерасчетный резкий подъем давления в камере сгорания. Аналогичный процесс возможен и с эластичной мембраной. Возможен вариант одновременного отрыва и рукава и эластичной мембраны. Изменение характера кривой давления может привести как к отклонению параметров двигателя, так и к прочностному разрушению конструкции двигателя.

Известно, что при прочих равных условиях давление в камере сгорания РДТТ обратно пропорционально площади критического сечения сопла:

где ν - показатель степени в законе скорости горения твердого топлива.

Например, при уровне показателя ν в пределах от 0,3 до 0,5 перекрытие только половины площади критического сечения сопла приводит к повышению давления в камере сгорания в 1,78-2,25 раза. С целью исключения вылета рукава, эластичной мембраны или их вместе через критическое сечение сопла во время работы заряда второго режима необходимо обеспечить надежное крепление рукава и эластичной мембраны к конструкции двигателя.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение надежности работы заряда второго режима и ракетного двигателя за счет исключения вылета мембраны и рукава.

Технический результат достигается за счет того, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, переднюю крышку, узлы инициирования, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава, мембрана и рукав внутри по всей длине содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала, стропы рукава закреплены на передней крышке двигателя, стропы эластичной мембраны закреплены на корпусе РДТТ и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго режима.

На фиг.1 представлена конструкция двухрежимного ракетного двигателя твердого топлива.

На фиг.2 - вид А на фиг.1.

На фиг.3 - вид Б на фиг.1.

1 - корпус;

2 - заряд первого режима;

3 - заряд второго режима;

4 - передняя крышка;

5 - узел инициирования заряда первого режима;

6 - узел инициирования заряда второго режима;

7 - эластичная мембрана;

8 - рукав;

9 - сопло;

10 - стропы;

Наличие строп внутри рукава и эластичной мембраны позволяет исключить возможность непредусмотренного нерасчетного подъема давления в камере сгорания за счет надежного закрепления рукава и мембраны в конструкции двигателя после их программированного раскрепления во время работы заряда второго режима.

Двухрежимный ракетный двигатель работает следующим образом. После срабатывания узла инициирования 5 в процессе горения заряда первого режима эластичная мембрана 7 и рукав 8 обеспечивают тепловую защиту и невоспламенение заряда второго режима. После окончания работы заряда первого режима по команде от системы управления ракеты срабатывает узел инициирования заряда второго режима 6. Продукты сгорания инициатора попадают в полость между зарядом второго режима 3 и рукавом 8 и мембраной 7, происходит воспламенение заряда второго режима 3. Под действием образовавшегося давления происходит запланированное разрушение соединения мембрана 7 - рукав 8. При работе заряда второго режима эластичная мембрана прохлапывается в сторону направления истечения продуктов сгорания, с помощью строп 10 надежно удерживается в месте скрепления с корпусом 1 и, постепенно разрушаясь, уносится через сопло 5. Рукав также с помощью строп 10 удерживается на передней крышке 4, прококсовывается и, постепенно разрушаясь, уносится через сопло 5 в процессе работы заряда второго режима 3. Стропы 10 защищены от воздействия продуктов сгорания при работе зарядов первого 2 и второго 3 режимов материалами мембраны 7 и рукава 8.

Таким образом, данное изобретение позволяет повысить надежность и целостность заряда второго режима на всех фазах его эксплуатации, а также повысить надежность воспламенения его в заданное время.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава и сопло, отличающийся тем, что в заряде второго режима рукав и эластичная мембрана содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала, стропы рукава закреплены на передней крышке, а стропы эластичной мембраны закреплены на корпусе и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго режима.

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

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2272927

Импульсный ракетный двигатель на твердом топливе // 2268386

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.

Заряд ракетного твердого топлива // 2268385

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.

Заряд твердого ракетного топлива // 2248457

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.

Телескопический твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2241846

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

Ракетный двигатель твердого топлива // 2225524

Ступенчатый двигатель // 2223411

Импульсный ракетный двигатель твердого топлива // 2211937

Заряд ракетного двигателя // 2211355

Заряд твердого ракетного топлива // 2348827

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

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2362036

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

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2390646

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

Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты) // 2428579

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

Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) // 2429368

Импульсный реактивный двигатель // 2433295

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

Двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива // 2435979

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

Заряд смесевого твердого ракетного топлива // 2493400

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.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2569989

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами. Донная секция заряда выполнена из топлива с увеличенной скоростью горения по сравнению со скоростью горения остальных секций заряда. Один из межсекционных объемов выполнен в виде кольцевой полости Т-образного сечения, образованной торцами секций заряда, манжетами и втулкой, прилегающей к корпусу, выполненных из композиционных материалов с высокой степенью демпфирования акустических колебаний. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя при обеспечении надежности его функционирования. 1 ил.

Ракетный двигатель на твердом топливе // 2576411

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых двигателей на твердом топливе для верхних ступеней, которые характеризуются малым отношением длины к диаметру. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд, разделенный на две части наклонной кольцевой щелью, образованной тонкостенным неизвлекаемым формообразующим элементом. Неизвлекаемый формообразующий элемент одной законцовкой скреплен по наружному диаметру с корпусом, а его внутренний диаметр превышает диаметр канала заряда с образованием глухого кольцевого зазора между каналом заряда и второй законцовкой формообразующего элемента. Вся поверхность формообразующего элемента со стороны заднего днища снабжена бронирующим покрытием. К части или ко всей поверхности формообразующего элемента со стороны переднего днища прилегает тонкостенный элемент из антиадгезионного материала. Вторая законцовка формообразующего элемента выполнена отогнутой от канала заряда. Изобретение позволяет повысить объемное заполнение корпуса двигателя топливом при одновременном достижении диаграммы изменения поверхности горения от свода, близкой к постоянной. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.