Ракетный двигатель твёрдого топлива управляемого снаряда



Ракетный двигатель твёрдого топлива управляемого снаряда
Ракетный двигатель твёрдого топлива управляемого снаряда
Ракетный двигатель твёрдого топлива управляемого снаряда
Ракетный двигатель твёрдого топлива управляемого снаряда

 


Владельцы патента RU 2613351:

Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработках ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с осевой трубкой, воспламенитель с форсажной камерой, снабженной расходными отверстиями, а также частично забронированный по наружной поверхности вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом. Заряд твердого топлива опирается на форсажную камеру и установлен в корпусе двигателя на уплотнительном кольце с радиальными зазорами относительно корпуса и осевой трубки. Радиальный зазор между корпусом и наружной забронированной поверхностью заряда твердого топлива выполнен меньше радиального зазора между центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой. На форсажной камере со стороны опорного торца заряда твердого топлива выполнены радиальные пазы, проходящие через расходные отверстия и сообщающие полость, образованную центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой, с полостью, образованной наружной поверхностью заряда твердого топлива и корпусом. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения твердотопливного заряда и запуска ракетного двигателя при повышении его эффективности. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработках ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия.

Известен ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда и воспламенитель твердотопливного заряда (патент РФ №2079689, заявка №94004166 от 08.02.1994 г, МПК F02K 9/08). Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с сопловым блоком, воспламенитель, вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом и размещенной в нем трубкой, сопловую заглушку, при этом двигатель снабжен узлом очистки выхлопных газов, выполненным в виде глухих сборных полостей, образованных дополнительно предусмотренными усеченными пирамидальными выступами, малые основания которых расположены параллельно наружной конической поверхности форсажного участка шашки, а большие - напротив сопел, корпусом двигателя и уплотнительным кольцом в сторону действия полетных перегрузок. Трубка, расположенная внутри канала пороховой шашки, покрыта материалом с низким коэффициентом теплопроводности в виде термостойкой пластмассы.

Рассмотренная конструкция ракетного двигателя частично снижает задымленность выхлопных продуктов сгорания ракетного двигателя, что улучшает условия на линии визирования для поражения цели управляемым снарядом. Снижение задымленности трассы полета достигается как конструктивным выполнением ракетного двигателя, так и конструкцией воспламенителя на основе форсажной камеры. Так, при срабатывании от электровоспламенителя инициирующего состава, продукты его сгорания через дуговые каналы с большой скоростью попадают в выемки с пороховыми таблетками, где происходит их внезапное расширение, резкое падение скорости и осаждение твердых раскаленных частиц. При этом за счет внезапного расширения продуктов сгорания инициирующего состава и дугового расположения соединительных каналов твердые частицы, составляющие основную часть задымленности трассы полета, сепарируются и оседают в выемках с пороховыми таблетками и не попадают в камеру двигателя, где расположен заряд твердого топлива. Тем самым снижается надежность воспламенения заряда, особенно при крайнем отрицательном значении температурного диапазона эксплуатации, так как твердые раскаленные частицы продуктов сгорания инициирующего состава являются очагами воспламенения на открытых поверхностях заряда твердого топлива. Таким образом, рассмотренные конструкции ракетного двигателя и воспламенителя не исключают затяжных выходов двигателя на режим, а также на воспламенение заряда твердого топлива, особенно при отрицательных температурах.

Известен также ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, воспламенитель твердотопливного заряда и сопловой блок ракетного двигателя (патент РФ №2351788, заявка №2008102294 от 21.01.2008 г, МПК F02K 9/30 - прототип). Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда содержит корпус с передним сопловым блоком, узел очистки пороховых газов, воспламенитель с форсажной камерой, вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом, установленный в корпусе на уплотнительном кольце, размещенную в канале заряда осевую трубку, сопловую заглушку и дополнительный узел очистки пороховых газов, выполненный в виде составной двухслойной эластичной трубы из полимерного материала с низким коэффициентом теплопроводности, размещенной в зазоре, образованном между внутренней стенкой корпуса двигателя и наружной поверхностью порохового заряда, причем внутренний слой трубы выполнен по длине меньше наружного слоя и образует зазор с диаметральным уплотнительным кольцом. Торцевая опорная поверхность заряда образована комбинацией забронированного и открытого концентричных колец. Напротив сопел в корпусе образована выемка тороидальной формы, а осевая трубка установлена в элементах корпуса с возможностью осевого перемещения телескопическим соединением.

Запатентованный с ракетным двигателем воспламенитель твердотопливного заряда ракетного двигателя содержит электровоспламенитель, расположенную со стороны дна двигателя форсажную камеру тороидальной формы с выходными отверстиями, заполненную воспламенительными пороховыми таблетками, инициирующим составом, воспламенительными пороховыми таблетками со сквозными отверстиями, прилегающими к инициирующему составу, и имитаторами из термостойкой пластмассы. Выходные отверстия форсажной камеры ориентированы на незабронированную поверхность торца порохового заряда под острым углом, причем вход этих отверстий размещен в глухой конической полости, образованной конической проточкой крышки форсажной камеры с осевой стороны.

Рассмотренная конструкция ракетного двигателя с воспламенителем твердотопливного заряда, выбранная за прототип предлагаемого технического решения, позволяет еще больше снизить задымленность трассы полета реактивного снаряда за счет повышения прозрачности выхлопных продуктов сгорания ракетного двигателя. Кроме того, выполнение сквозных отверстий в двух воспламенительных пороховых таблетках, примыкающих к инициирующему составу, улучшает воспламенение воспламенительных таблеток без отверстий и тем самым интенсифицирует процессы воспламенения и горения таблеток в форсажной камере воспламенителя и истечения из нее продуктов сгорания. Однако вышерассмотренному ракетному двигателю с воспламенителем присущи и недостатки. Поясним это следующим. Вкладной заряд твердого топлива устанавливается в корпус двигателя с радиальными зазорами как между зарядом и корпусом, так и между центральным каналом заряда и осевой трубкой. В описании конструкции вышерассмотренного ракетного двигателя не оговорено как эти радиальные зазоры соотносятся между собой. В том случае, когда радиальный зазор между осевой трубкой и центральным каналом заряда меньше радиального зазора между наружной поверхностью заряда и корпусом, то под действием силы тяжести, инерционных сил от вращения вокруг продольной оси и выполнения управляемым снарядом маневров на траектории, в период воспламенения заряда осевая трубка имеет возможность многократно соприкасаться с воспламеняемой поверхностью канала и пригасать ее в местах контакта. Это приводит к затяжному выходу двигателя на режим и не исключает отказов, связанных с невоспламенением твердотопливного заряда, особенно при крайнем отрицательном значении температуры диапазона эксплуатации. Кроме того, незабронированная часть торцевой опорной поверхности заряда в зонах, примыкающих к расходным отверстиям форсажной камеры, в начале ее работы подвергается существенному термогазодинамическому воздействию, которое может местно разрушать (раскалывать) твердотопливный заряд. Местный раскол заряда существенно увеличивает поверхность горения, что также приводит к отказу, обусловленному резким повышением давления в двигателе и разрушению его. И кроме того, при существенном термогазодинамическом воздействии струй, истекающих из расходных отверстий форсажной камеры, твердотопливный заряд в пределах осевого зазора ускоряется и после удара в упор в передней части корпуса может расколоться (особенно при отрицательных температурах), что также приведет к резкому повышению давления в двигателе и его разрушению.

Для снижения термогазодинамического воздействия на заряд и исключения его раскола, казалось бы, что надо уменьшать энергетику струй, истекающих из форсажной камеры. Это можно достигнуть уменьшая газоприход из воспламенительной форсажной камеры, например выполняя истечение из нее докритическим. Но тем самым ухудшается процесс воспламенения и стабильность горения пороховых таблеток в самой форсажной камере, что приводит к нестабильным, затяжным выходам двигателя на режим и не исключает отказов по воспламенению заряда твердого топлива, особенно при отрицательных температурах. Т.е. для надежного воспламенения заряда необходимо создать условия, при которых процессы воспламенения, горения в форсажной камере и истечения из нее были бы интенсивными, но при этом термогазодинамическое воздействие на заряд истекающих из форсажной камеры струй не приводило бы к его повреждению.

При рассмотрении конструкции ракетного двигателя с воспламенителем, принятого за прототип, было сказано, что выполнение сквозных отверстий в двух воспламенительных пороховых таблетках, примыкающих к инициирующему составу, улучшает воспламенение пороховых таблеток без отверстий и тем самым интенсифицирует процессы воспламенения и горения в форсажной камере и истечения из нее. Однако в описании известного воспламенителя ничего не сказано, каким образом возможно осуществлять регулирование внутрибаллистических процессов в форсажной камере воспламенителя, а следовательно, и в камере двигателя. Поясним это следующим. При изготовлении зарядов твердого топлива используются партии топлива, различающиеся в пределах допусков по скорости горения и условно подразделяющиеся на: медленногорящие, среднегорящие и быстрогорящие партии топлива. Для воспламенения твердотопливного заряда, изготовленного из топлива быстрогорящей партии, необходимо подвести от воспламенителя меньшее количество тепла, чем для воспламенения заряда, изготовленного из топлива медленногорящей партии. Поэтому воспламенитель, надежно воспламеняющий заряд из быстрогорящего топлива, может быть недостаточен для надежного воспламенения заряда из медленногорящего топлива и это будет приводить к затяжным выходам двигателя на режим или даже к невоспламенению заряда и незапуску двигателя. Воспламенитель, который надежно воспламеняет заряд из медленногорящего топлива, будет избыточен по энергетике для заряда из быстрогорящего топлива. Это приводит к забросам внутрикамерного давления в двигателе и требует увеличения прочности и массы корпуса двигателя, что снижает его эффективность. Поэтому необходимо обеспечить возможность регулирования энергетики воспламенителя в зависимости от партии топлива применяемого твердотопливного заряда.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение надежности воспламенения твердотопливного заряда и запуска ракетного двигателя при повышении его эффективности.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с осевой трубкой, воспламенитель с форсажной камерой, снабженной расходными отверстиями, вкладной, с центральным каналом и частично забронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива, опирающийся на форсажную камеру и установленный в корпусе на уплотнительном кольце с радиальными зазорами относительно корпуса и осевой трубки, в котором радиальный зазор между корпусом и наружной забронированной поверхностью заряда твердого топлива выполнен меньше радиального зазора между центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой, при этом на форсажной камере со стороны опорного торца заряда твердого топлива выполнены радиальные пазы, проходящие через расходные отверстия и сообщающие полость, образованную центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой, с полостью, образованной наружной поверхностью заряда твердого топлива и корпусом. В частном случае конструктивного исполнения ракетного двигателя ширина и глубина радиальных пазов составляют соответственно 1,2…1,6 и 0,4…0,6 диаметра расходных отверстий форсажной камеры.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на Фиг. 1 схематично изображен общий вид твердотопливного ракетного двигателя в разрезе; на Фиг. 2 - выров I на Фиг. 1 (в увеличенном масштабе); на Фиг. 3 - поперечный разрез по А-А на Фиг. 1; на Фиг. 4 - поперечный разрез по Б-Б на Фиг. 1 (в увеличенном масштабе).

Ракетный двигатель содержит корпус 1 с осевой трубкой 2, воспламенитель 3 с форсажной камерой 4, снабженной расходными отверстиями 5, вкладной твердотопливный заряд 6 с центральным каналом 7, на части наружной поверхности которого нанесено бронепокрытие 8. Заряд 6 установлен в корпусе 1 на уплотнительном кольце 9 с радиальными зазорами δ1 относительно осевой трубки 2 и δ2 относительно корпуса 1 и опирается на форсажную камеру 4 опорным торцом 10 под действием продольной перегрузки при выстреле управляемого снаряда из орудия. При этом радиальный зазор δ2 между корпусом 1 и наружной забронированной поверхностью заряда 6 твердого топлива выполнен меньше радиального зазора δ1 между центральным каналом 7 и осевой трубкой 2. На форсажной камере 4 со стороны опорного торца 10 заряда 6 выполнены радиальные пазы 11, проходящие через расходные отверстия 5 и сообщающие полость 12, образованную центральным каналом 7 и осевой трубкой 2, с полостью 13, образованной наружной забронированной поверхностью заряда 6 и корпусом 1. В частном случае конструктивного выполнения ширина и глубина радиальных пазов составляет соответственно 1,2…1,6 и 0,4…0,6 диаметра расходных отверстий 5 форсажной камеры 4.

Воспламенительная форсажная камера 4 тороидальной формы с расходными отверстиями 5 расположена со стороны дна двигателя и заполнена воспламенительными пороховыми таблетками 14, две из которых 15 выполнены со сквозными отверстиями, имитаторами таблеток 16 и инициирующим составом 17, причем пороховые таблетки 15 со сквозными отверстиями примыкают к инициирующему составу 17. Напротив мешочка с навеской инициирующего состава 17 установлен электровоспламенитель 18. Количества воспламенительных пороховых таблеток без отверстий 14 и имитаторов таблеток 16 выполнены переменными в зависимости от партии топлива твердотопливного заряда ракетного двигателя, при этом суммарное количество пороховых таблеток и их имитаторов выполнено постоянным, а толщина горящего свода воспламенительных пороховых таблеток со сквозными отверстиями составляет 0,3…0,5 толщины горящего свода воспламенительных пороховых таблеток без отверстий.

Не указанные в описании узлы и элементы ракетного двигателя, необходимые для его функционирования, конструктивно могут быть выполнены как в прототипе.

Работа предложенного ракетного двигателя осуществляется следующим образом. Управляемый снаряд, в состав которого входит предлагаемый ракетный двигатель, выстреливается из ствола орудия. В соответствии с циклограммой работы управляемого снаряда подается электрический сигнал на срабатывание электровоспламенителя 18, форс пламени которого поджигает инициирующий состав 17. Продукты сгорания инициирующего состава воспламеняют пороховые таблетки 15 и через сквозные отверстия, выполненные в них, попадают на пороховые таблетки 14 без отверстий. Таблетки 15, имеющие за счет сквозного отверстия более развитую поверхность горения, интенсифицируют процесс горения в форсажной камере 4 и тем самым улучшают условия для воспламенения таблеток 14. Продукты сгорания из форсажной камеры 4 через расходные отверстия 5 попадают в камеру двигателя, где расположен твердотопливный заряд 6. Так как через расходные отверстия 5 проходят продольные пазы 11, то газы, истекающие из форсажной камеры 4, в этих пазах резко расширяются, теряют скорость и направляются в полости 12 и 13. Тем самым снижается газодинамическое воздействие истекающих из расходных отверстий 5 газовых струй на опорный торец 10 заряда 6 и исключается местное (в зонах воздействия газовых струй) разрушение заряда 6. Кроме того, снижение газодинамического воздействия газовых струй на опорный торец 10 заряда 6 и перераспределение давления по пазам 11 в полости 12 и 13 уменьшает ускорение заряда 6 в пределах осевого зазора в корпусе 1 и тем самым исключает его раскол при ударе в упор в передней части корпуса. Поступающие в камеру двигателя из форсажной камеры 4 продукты сгорания прогревают и воспламеняют открытые (незабронированные) поверхности заряда 6. Пороховые таблетки 15 (с отверстиями), имеющие по сравнению с пороховыми таблетками 14 (без отверстий) более развитую поверхность горения и меньшую толщину горящего свода (0,3…0,5 толщины горящего свода таблеток 14), прогорают быстрее таблеток 14 и за счет этого интенсивность газоприхода в форсажной камере и расхода из нее снижаются. Но к этому моменту времени часть незабронированной поверхности заряда 6 уже воспламенилась. При этом в зависимости от применяемой партии топлива твердотопливного заряда 6 количества таблеток 14 и имитаторов таблеток 16 в форсажной камере 4 будут переменными: для быстрогорящей партии топлива количество таблеток 14 будет меньше, а количество имитаторов таблеток 16 будет соответственно больше, чем для медленногорящей партии топлива. Т.е. в зависимости от партии топлива твердотопливного заряда 6 часть пороховых таблеток 14 в форсажной камере 4 заменяется имитаторами таблеток 16 и наоборот, но при этом суммарное количество пороховых воспламенительных таблеток и их имитаторов выполнено постоянным. Далее, в процессе снижающегося газоприхода в камеру двигателя из форсажной камеры 4 и увеличивающегося газоприхода от уже воспламенившихся участков поверхности заряда 6 воспламеняются остальные незабронированные участки заряда 6, вскрываются сопловые заглушки и двигатель выходит на режим. При этом так как в процессе воспламенения заряда 6 радиальные зазоры соотносятся как δ12, то при маневрировании и вращении по крену управляемого снаряда на траектории не происходит касания поверхности трубки 2 с горящей поверхностью канала 7, что исключает пригасание горящей поверхности канала 7, а следовательно, повышает надежность воспламенения заряда 6 и запуска двигателя. Кроме того, так как комплектация форсажной камеры 4 воспламенителя регулируется в зависимости от партии топлива заряда 6, то также повышается надежность его воспламенения и снижается величина забросов внутрикамерного давления в двигателе. Тем самым повышается эффективность двигателя за счет снижения его массы.

Испытания предложенного ракетного двигателя подтвердили повышение надежности воспламенения твердотопливного заряда и запуска двигателя в температурном диапазоне эксплуатации от минус 50°C до 50°C.

1. Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, содержащий корпус с осевой трубкой, воспламенитель с форсажной камерой, снабженной расходными отверстиями, вкладной, с центральным каналом и частично забронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива, опирающийся на форсажную камеру и установленный в корпусе на уплотнительном кольце с радиальными зазорами относительно корпуса и осевой трубки, отличающийся тем, что радиальный зазор между корпусом и наружной забронированной поверхностью заряда твердого топлива выполнен меньше радиального зазора между центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой, при этом на форсажной камере со стороны опорного торца заряда твердого топлива выполнены радиальные пазы, проходящие через расходные отверстия и сообщающие полость, образованную центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой, с полостью, образованной наружной поверхностью заряда твердого топлива и корпусом.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что ширина и глубина радиальных пазов составляют соответственно 1,2…1,6 и 0,4…0,6 диаметра расходных отверстий форсажной камеры.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании твердотопливных импульсных двигателей, к которым предъявляются повышенные требования разноимпульсности при работе в паре или в целой связке.

Изобретение относится к ракетным двигателям на твердом топливе и предназначено для применения при проектировании, отработке и изготовлении крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к снаряженным корпусам ракетных двигателей твердого топлива, и может быть использовано при их проектировании и отработке.

Изобретение относится к вкладному заряду торцевого горения ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов из твердого топлива к ракетным двигателям.

Изобретение относится к области ракетной техники, конкретно к зарядам твердого ракетного топлива вкладного типа, состоящим из пучка топливных трубок или элементов другого профиля, скрепленных с дном камеры двигателя с помощью крепящего состава с образованием полимерного диска или шайбы.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), преимущественно с канальными вкладными зарядами твердого ракетного топлива (ТРТ).

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в ракетно-космической промышленности для защиты твердотопливного заряда. .

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

Изобретение относится к области военной техники, а именно к реактивным двигателям с малым временем работы для боеприпасов, предназначенных для стрельбы из морских гранатометных систем.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении газогенераторов твердого топлива к катапультным устройствам ракет и другим динамично работающим устройствам с использованием твердотопливных зарядов.

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты содержит корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, имеющими разные диаметры критических сечений, а также воспламенители с пиротехническим составом, снабженные пиропатроном.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля.

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

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

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетным системам различного назначения и может найти применение при проектировании и отработке ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) и вкладных зарядов к ним, в частности для вращающихся в полете ракетных снарядов с двигателями, имеющими утопленные внутрь камеры сгорания сопла.

Изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенства конструкций ракетных двигателей, надежности и безопасности их работы.
Наверх