Ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру с соплом, переднее дно, заряд твердого топлива из пучка шашек, прикрепленного к переднему дну, воспламенительный состав в перфорированной металлической трубке, скрепленной с дном, и сопловую заглушку. В перфорированной металлической трубке со стороны переднего дна выполнен перфорированный участок на длине не более половины длины трубки, за которым перперпендикулярно оси трубки установлен штифт диаметром от 0.1 до 0.3 внутреннего диаметра трубки. Отверстия перфорации закрыты оболочкой из газопроницаемого материала, закрепленной на наружной поверхности трубки. На трубке со стороны сопла установлен стакан с размещенным внутри пиротехническим трассером, выступающий за торец пучка шашек. Сопловая заглушка выполнена из эластичного материала в виде мембраны с тарельчатой отбортовкой, центральной бобышкой с отверстием и кольцевой канавкой. Отбортовка заглушки защемлена в разъеме, выполненном в закритической части сопла, а ее канавка выполнена со стороны раструба сопла. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя и безопасность его применения. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям (РД) твердого топлива для мобильных комплексов, предназначенных для стрельбы «с плеча», например гранатометных или огнеметных образцов.

К таким комплексам предъявляются повышенные требования по обеспечению параметров «обитаемости» стреляющего, по величинам газопламенного потока при вылете снаряда из пусковой установки, по ограничению параметров температурного и акустического воздействия на стреляющего. Особенно жестко эти требования предъявляются при стрельбе на полузакрытых позициях и в помещениях ограниченного объема. Обеспечение этих требований выполняется за счет различных технических решений, например, таких как специальные конструкции зарядов и воспламенительных устройств, а также конструкции узлов, вылетающих из сопла РД при выстреле, например сопловых заглушек, и других устройств, определяющих параметры факторов, воздействующих на оператора при стрельбе.

Кроме того, при работе стартовых ракетных двигателей для систем ближнего боя, характерной особенностью является ограниченные условия реализации энергетических характеристик твердого топлива. Возникающие энергетические потери обусловлены работой РД в неустановившемся импульсном режиме, при котором частицы топлива метательного заряда вылетают из сопла несгоревшими.

В стартовых ракетных двигателях (СРД), применяемых в гранатометах, огнеметах и ПТУР, используется в основном «щеточная» конструкция заряда, в которой пучок твердотопливных элементов (шашек) скреплен с одной стороны с дном СРД. Такая конструкция является наиболее перспективной и широко применяющейся для подобного класса боеприпасов.

Известны технические решения, применяемые в СРД для стрельбы «с плеча», - использование зарядов твердого топлива «щеточной» конструкции в виде пучка трубчатых элементов, скрепленных с дном СРД (патенты Франции №2181178, F42C, 1974, №2439174, F42B, 1996, патент России №2211354, F02K, 2002).

Известно техническое решение (патент РФ №2062428), предусматривающее воспламенение зарядов СРД за счет использования установленной в центральном канале заряда форкамерной перфорированной металлической трубки с размещенным внутри воспламенительным составом. В данной конструкции применение воспламенительного устройства с форкамерной трубкой с равномерно расположенной перфорацией в зоне канала многошашечного заряда твердого топлива ведет к возникновению интенсивных радиальных нагрузок на поверхность элементов заряда, что снижает прочностные характеристики конструкции и может привести к аномальной работе заряда в условиях предельных нагрузок.

Известен ракетный двигатель (патент РФ №2251628 - прототип), содержащий «щеточный» заряд, скрепленный с передним дном, и осевое воспламенительное устройство в центральном канале заряда, состоящее из металлической форкамерной перфорированной трубки в виде двух секций, разделенных перегородкой с дросселирующим отверстием. Такая конструкция позволяет стабилизировать процесс воспламенения заряда и обеспечить ослабление радиального воздействия продуктов воспламенения на элементы заряда твердого топлива. Недостатком данного технического решения является увеличение габаритов и массы форкамерной трубки, а также увеличение теплопотерь при прохождении продуктов сгорания через дополнительную вторую секцию. Вследствие этого требуется дополнительное увеличение массы воспламенительного состава и увеличение габаритов воспламенительного устройства, что приводит к снижению полезного объема камеры, занимаемого твердым топливом, а следовательно, к снижению энергетики при неизменных габаритах РД.

Задача, решаемая заявленным изобретением, состоит в повышении эффективности ракетного двигателя и обеспечении безопасности его применения.

Технический результат заключается в повышении энергетических характеристик ракетного двигателя, и снижении параметров отрицательных эргономических факторов, воздействующих на стреляющего.

Технический результат достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру с соплом, переднее дно, заряд твердого топлива из пучка шашек, прикрепленного к дну, воспламенительный состав в перфорированной металлической трубке, скрепленной с дном, и сопловую заглушку. В перфорированной металлической трубке со стороны переднего дна выполнен перфорированный участок на длине не более половины длины трубки, за которым перперпендикулярно оси трубки установлен штифт диаметром от 0,1 до 0,3 внутреннего диаметра трубки. Отверстия перфорации закрыты оболочкой из газопроницаемого материала (например, хлопчатобумажной тканью), закрепленной на наружной поверхности трубки, а на трубке со стороны сопла установлен стакан с размещенным внутри пиротехническим трассером, выступающий за торец пучка шашек. Сопловая заглушка выполнена из эластичного материала (например, из резины) в виде мембраны с тарельчатой отбортовкой, центральной бобышкой с отверстием и кольцевой канавкой, причем отбортовка защемлена в разъеме, выполненном в закритической части сопла, а канавка выполнена со стороны раструба сопла.

В трубке, у основания стакана с размещенным внутри трассером, могут быть выполнены продольные пазы длиной от 0,1 до 0,3 внутреннего диаметра трубки.

Воспламенительный состав может состоять из мелкозерненой фракции, размещенной в зоне перфорированной трубки на участке от переднего дна до штифта, и крупнозерненой фракции, размещенной в тканевой оболочке на участке от штифта до трассера.

Выполнение перфорации со стороны переднего дна металлической трубки с воспламенительным составом на длине не более половины длины трубки позволяет повысить интенсивность газоприхода продуктов сгорания воспламенительного состава в зону трубок твердого топлива у основания заряда, при этом также увеличивается время воздействия продуктов сгорания на трубчатые элементы заряда за счет их перетекания из закрытой зоны трубки в зону с участком перфорации, что в свою очередь способствует повышению эффективности процесса горения заряда твердого топлива.

Введение установленного перпендикулярно трубке с воспламенительным составом штифта, частично перекрывающего проходное сечение трубки, позволяет регулировать скорость перемещения воспламенительного состава совместно с продуктами сгорания, что обеспечивает уменьшение количества недогоревших частиц воспламенительного состава, особенно для крупнозерненой фракции.

Установка легкоразрушаемой эластичной сопловой заглушки в закритической части сопла, с ослабленным сечением в виде кольцевой канавки, обеспечивает вскрытие сопла с минимально возможным давлением, что способствует снижению параметров ударной волны сверхзвукового газового потока в раструбе сопла и положительно влияет на обеспечение требуемых параметров обитаемости (акустического давления и температурного воздействия).

Установка в предсопловом объеме пиротехнического трассера повышает энергетические характеристики ракетного двигателя за счет дожигания проходящих по соплу несгоревших частиц твердого топлива и воздействия на газовый поток высокотемпературных продуктов горения пиротехнического состава.

Выполнение продольных пазов трубки в перфорированной трубке у основания стакана дополнительно стабилизирует процесс воспламенения за счет воздействия продуктов сгорания воспламенителя, истекающих из продольных пазов на торцевые участки трубок твердотопливного заряда со стороны сопла.

На фиг.1 изображен ракетный двигатель в разрезе.

На фиг.2 изображено воспламенительное устройство - перфорированная трубка с воспламенительным составом.

Ракетный двигатель, изображенный на фиг.1, состоит из камеры 1: раструба сопла 2, переднего дна 3, к которому прикреплен заряд твердого топлива 4, состоящий из пучка шашек. В центральной части дна 3 закреплена металлическая перфорированная трубка 5, являющаяся воспламенительным устройством. На торце трубки 5 со стороны сопла 2 установлен стакан 6, в котором размещен пиротехнический трассер 7. Герметизация ракетного двигателя обеспечивается эластичной мембраной 8, которая защемлена своей отбортовкой между камерой 1 и раструбом сопла 2.

Воспламенительное устройство, изображенное на фиг.2, содержит металлическую перфорированную трубку 5 с отверстиями, расположенными на участке со стороны переднего дна 3, закрытыми оболочкой из газопроницаемого материала 9, закрепленной на наружной поверхности трубки 5. Внутри трубки 5 находится воспламенительный состав 10 и инициирующее устройство 11, например электровоспламенитель. Воспламенительный состав 10 разделен на части штифтом 12, закрепленным внутри трубки 5. На штифте 12 внутри трубки 5 закреплен электровоспламенитель 11 в зоне перфорации. Возможным вариантом исполнения воспламенительного состава 10 может быть его разделение (по штифту 10) на части, содержащие различные фракции, в том числе мелкозерненую и крупнозерненую. На трубке 5 со стороны стакана 6 могут выполняться продольные пазы.

Работа предлагаемого ракетного двигателя твердого топлива происходит следующим образом:

При подаче электрического импульса на электровоспламенитель 11 происходит загорание воспламенительного состава 10, который прожигает оболочку из газопроницаемого материала 9, продукты горения начинают истекать через отверстия трубки 5, воспламеняя шашки заряда твердого топлива 4.

При достижении заданного давления эластичная мембрана 8 вскрывается по ослабленному сечению (кольцевой канавке), и начинается процесс истечения продуктов горения заряда 4 из раструба сопла 2.

В процессе воспламенения состава 10 фронт воспламенения распространяется внутри перфорированной трубки 5 в сторону сопловой части РД. После вскрытия мембраны 8 продукты горения воспламенительного состава 10 из закрытой зоны внутри трубки 5 перетекают в зону перфорации и обеспечивают подпитку процесса воспламенения и горения заряда твердого топлива 4. Часть продуктов горения воспламенительного состава 10 истекает из пазов в трубке 5, обеспечивая более интенсивное воспламенение торцевых участков заряда 4 и воспламенение пиротехнического трассера 7.

Растянутый по времени процесс деформации и вскрытия эластичной мембраны 8 и растянутый процесс воспламенения заряда 4 в совокупности способствуют снижению интенсивности начального «хлопка» при старте РД, тем самым снижая уровень акустического давления на стреляющего.

В начальный момент воспламенения заряда 4 происходит воспламенение пиротехнического состава трассера 7. Высокотемпературные продукты сгорания, образующиеся при работе трассера 7, обеспечивают пиротехническое сопровождение процесса горения и истечения газов из сопла РД, способствуя дожиганию вылетающих несгоревших частиц заряда 4, тем самым повышая полноту сгорания и энергетику РД.

Представленная конструкция РД широко проверена в составе гранатометных образцов натурными испытаниями в различных условиях, в том числе стрельбами оператором «с плеча», с положительными результатами.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру с соплом, переднее дно, заряд твердого топлива из пучка шашек, прикрепленного к переднему дну, воспламенительный состав в перфорированной металлической трубке, скрепленной с дном, и сопловую заглушку, отличающийся тем, что в перфорированной металлической трубке со стороны переднего дна выполнен перфорированный участок на длине не более половины длины трубки, за которым перперпендикулярно оси трубки установлен штифт диаметром от 0.1 до 0,3 внутреннего диаметра трубки, при этом отверстия перфорации закрыты оболочкой из газопроницаемого материала, закрепленной на наружной поверхности трубки, а на трубке со стороны сопла установлен стакан с размещенным внутри пиротехническим трассером, выступающий за торец пучка шашек, сопловая заглушка выполнена из эластичного материала в виде мембраны с тарельчатой отбортовкой, центральной бобышкой с отверстием и кольцевой канавкой, причем отбортовка защемлена в разъеме, выполненном в закритической части сопла, а канавка выполнена со стороны раструба сопла.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в трубке у основания стакана выполнены продольные пазы длиной от 0,1 до 0,3 внутреннего диаметра трубки.

3. Ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что воспламенительный состав состоит из мелкозерненой фракции с электровоспламенителем, размещенной в зоне перфорированной трубки на участке от переднего дна до штифта, и крупнозерненой фракции, размещенной в тканевой оболочке на участке от штифта до трассера.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, более конкретно к воспламенительным устройствам твердых ракетных топлив и способам воспламенения для малых модельных установок и стендовых испытаний.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки реактивных двигателей малой тяги (РДМТ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно, к способам организации рабочего процесса в ракетном двигателе малой тяги на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, преимущественно к стартовым и маршевым двигателям крылатых ракет, ракет тактического назначения, а также к двигателям авиационных ракет.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, преимущественно к стартовым и маршевым двигателям крылатых ракет, ракет тактического назначения, а также к двигателям реактивных систем залпового огня.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигателях и автономных бортовых источниках энергии управляемых и неуправляемых боеприпасов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетным двигателям малой тяги. .

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности, к способам изготовления кольцевых воспламенителей с корпусом из полимерных материалов с соотношением высоты к ширине кольца больше 1.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в разработках ракетных двигателей управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к заряду ракетного двигателя на твердом ракетном топливе. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке ракетных двигателей твердого топлива с вкладными бронированными зарядами.

Изобретение относится к области стартовых ракетных двигателей на твердом топливе, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива с прочно скрепленным зарядом смесевого твердого топлива, например, в маршевых двигателях крылатых ракет малого радиуса действия.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении 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 области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных

Наверх