Твёрдотопливный ракетный двигатель (варианты)

Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее и/или в заднее днище корпуса. В переднее днище корпуса запальник вмонтирован вдоль оси центрального канала. Запальник включает лазер, соединенный кабелем с источником электропитания и направленный фокусом пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя, а воспламенитель помещен в перфорированную оболочку и с радиальным просветом установлен в кожухе. В запальнике, установленном в переднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен раструб, на котором установлен дефлектор радиально направленного выброса пламени от воспламенителя на поверхность сквозного центрального канала твердого топлива. В запальнике, установленном в заднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен патрубок, которым запальник эксцентрично центральному каналу вмонтирован в заднее днище корпуса с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя через форкамеру на торец твердого топлива. Во втором варианте твердотопливный ракетный двигатель содержит бронирующие покрытия на торцах твердого топлива, а запальник, вмонтирован в переднее днище корпуса и представляет собой лазер. Лазер возбуждает воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру на торец твердого топлива, для чего в бронирующем покрытии торца твердого топлива образована локальная зона воспламенения с возможностью перехода горения в центральный канал твердого топлива. В третьем варианте ракетного двигателя в качестве запальника в заднее днище корпуса эксцентрично соплу вмонтирован лазер, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру в одну из сотовых ячеек пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива. Группа изобретений позволяет повысить надежность и сократить время воспламенения твердого топлива. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.

 

Группа изобретений относится к области ракетных двигателей на твердом топливе.

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем на прокладке твердым топливом, выполненным с продольным осевым каналом звездообразного профиля, сопло, установленное на задней торцовой стенке корпуса, воспламенитель, смонтированный в передней торцовой стенки корпуса, образующей с торцом твердого топлива форкамеру воспламенения, бронирующие покрытия на торцах твердого топлива и сопловой вкладыш. (Кн. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. - М.: Машиностроение. 1969. - Стр. 20.)

Известен твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем вкладным канальным зарядом и воспламенителем, расположенным в объеме, ограниченном передним днищем двигателя и торцом заряда. Двигатель снабжен мембраной, выполненной из сгораемого материала в виде диска с местными вырезами по периферии и установленной между воспламенителем и торцом заряда. (Патент RU №2247254 С1. Твердотопливный ракетный двигатель. - МПК: F02K 9/95. - 27.02.2005.)

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем вкладным канальным зарядом всестороннего горения, воспламенитель, расположенный со стороны переднего торца заряда, а за задним торцом заряда установлена тонкостенная мембрана из сгораемого материала, по периферии которой выполнены сквозные прорези. (Патент RU №2286475 С2. Ракетный двигатель твердого топлива. - МПК: F02K 9/32. - 27.10.2006).

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с передним дном и многосопловым блоком, вкладной небронированный по наружной поверхности пороховой заряд и воспламенитель с электрозапалом на переднем дне камеры. Воспламенитель размещен в форкамере, образованной кольцевым углублением в переднем дне камеры и опорной пластиной с расходными отверстиями, равномерно размещенными по краю пластины. Электрозапал установлен во втулке с рассекателем, отверстия которого направлены в воспламенитель. (Патент RU №2297547 С1. Ракетный двигатель твердого топлива. - МПК: F02K 9/95. - 20.04.2007.)

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, сопловый блок, воспламенитель и электровоспламенитель, размещенные в осевой трубке, расположенной в сверхзвуковой части соплового блока. На концах осевой трубки закреплены тарель и втулка, соединенные с сопловым блоком. Втулка соединена с сопловым блоком стопором с фиксированным усилием срыва, выполненным в виде кольцевого соединения.

В сверхзвуковой части соплового блока установлено соосно с осевой трубкой с помощью легкоразъемного соединения, например клеевого, кольцо с осевым отверстием, диаметром, равным 1,1…1,2 наружного диаметра осевой трубки. (Патент RU №2279564 С1. Ракетный двигатель твердого топлива. - МПК: F02K 9/95. - 10.07.2006.)

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем вкладным канальным зарядом всестороннего горения, воспламенитель в цилиндрическом корпусе из полимерного материала и расположенный между воспламенителем и торцом заряда плоский рассекатель, последний выполнен в виде многолучевой звезды с центральным отверстием. Стенка корпуса воспламенителя снабжена периферийным круговым и вдоль лучей рассекателя ослабленным сечением и гофрированным центральным выступом, взаимодействующим с центральным отверстием рассекателя. Стенка корпуса воспламенителя, контактирующей с рассекателем, выполнена с переменной увеличивающейся к центру толщиной, в которой выполнено ответное посадочное углубление, контур которого соответствует контуру рассекателя. (Патент RU №2282743 С2. Ракетный двигатель твердого топлива. - МПК: F02K 9/32. - 27.08.2006.)

Известно лазерное устройство воспламенения компонентов топлива ракетных двигателей, содержащее корпус с газоводом, узлы подачи компонентов топлива в реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, выполненную в корпусе несоосно газоводу. (Патент RU №2451818 С1. Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива (варианты). - МПК: F02K 9/95. - 27.08.2012.)

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд с глухим каналом, частично утопленное в корпус сопло и кольцевой воспламенитель, закрепленный на утопленной части сопла и имеет расходные отверстия, направленные в сторону глухого канала заряда. (Патент RU №2491441 С1. Ракетный двигатель твердого топлива. - МПК: F02K 9/95. - 27.08.2013.)

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала. Воспламенитель выполнен в виде нескольких пакетов из сгораемого материала с помещенным внутрь воспламенительным составом, размещенных один над другим, и зафиксирован в полости рассекателем, последний выполнен из эластичного материала и установлен между небронированным сопловым торцом заряда и сопловым дном напротив электрозапала. Полость выполнена сообщающейся с подсопловым объемом кольцевым газоводом, выполненным по внешнему диаметру соплового днища. (Патент RU №2527903 С1. Способ воспламенения заряда твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива для его реализации. - МПК: F02K 9/95. - 10.09.2014.)

Известен твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловый блок и запальник, вмонтированный в герметичную заглушку соплового блока и включающий воспламенитель твердого топлива. (Патент US 5062206 А. - МПК F02K 9/00. - 05.11.1991.)

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем твердым топливом, выполненным с центральным сквозным каналом, сопловый блок и запальник, аксиальный центральному каналу и вмонтированный в переднее днище корпуса, причем запальник выполнен с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания воспламенителя направленным пучком лазерного излучения заданной формы импульса с фокусом на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя. (Патент US 3177651 А. - МПК F02K 9/95. - 13.04.1965.)

Известен твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем твердым топливом, выполненным с центральным сквозным каналом, сопловый блок и запальник, аксиальный центральному каналу, вмонтированный в заднее днище корпуса и включающий воспламенитель твердого топлива, при этом переднее и заднее днища корпуса образуют форкамеры горения твердого топлива, а запальник выполнен с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания воспламенителя направленным пучком лазерного излучения заданной формы импульса с фокусом на слой легковоспламеняющегося вещества, расположенного со стороны торца воспламенителя. (Патент US 3296795 А. - МПК F02K 9/95. - 10.01.1967.)

Недостатком известных твердотопливных ракетных двигателей является высокая вероятность самопроизвольного воспламенения твердого топлива от случайных электрических разрядов и электромагнитных воздействий и запуск двигателя ракеты.

Основной задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение надежности воспламенения твердого топлива и снижение вероятности самопроизвольного запуска двигателя ракеты от случайных электрических разрядов и электромагнитных воздействий.

Техническим результатом является снижение вероятности самопроизвольного запуска двигателя ракеты, повышение надежности и сокращение времени воспламенения твердого топлива.

Указанный технический результат достигается тем, что в первом варианте исполнения твердотопливного ракетного двигателя, содержащего корпус с размещенным в нем твердым топливом, выполненным с центральным сквозным каналом, сопловой блок с герметичной заглушкой, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее днище корпуса вдоль оси центрального канала и/или в заднее днище корпуса, образующие форкамеры горения твердого топлива, причем запальник выполнен с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания воспламенителя направленным пучком лазерного излучения заданной формы импульса с фокусом на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя, согласно предложенному техническому решению запальник включает лазер, соединенный кабелем с источником электропитания и направленный фокусом пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества, а воспламенитель помещен в перфорированную оболочку и с радиальным просветом установлен в кожухе, при этом в запальнике, установленном в переднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен раструб, на котором установлен дефлектор радиально направленного выброса пламени от воспламенителя на поверхность сквозного центрального канала твердого топлива, а в запальнике, установленном в заднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен патрубок, которым запальник эксцентрично центральному каналу вмонтирован в заднее днище корпуса с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя через форкамеру на торец твердого топлива.

Указанный технический результат достигается тем, что во втором варианте исполнения твердотопливного ракетного двигателя, содержащего корпус с размещенным в нем на теплозащитной прокладке твердым топливом, выполненным с центральным сквозным каналом звездообразной формы и бронирующими покрытиями на торцах, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, вмонтированный в переднее днище корпуса, образующее с торцом твердого топлива форкамеру воспламенения, с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса, согласно предложенному техническому решению в качестве запальника в переднее днище корпуса эксцентрично центральному каналу вмонтирован лазер, соединенный кабелем с источником электропитания, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру на торец твердого топлива, для чего в бронирующем покрытии торца твердого топлива образована локальная зона воспламенения с возможностью перехода горения в центральный канал твердого топлива.

Указанный технический результат достигается тем, что в третьем варианте исполнения твердотопливного ракетного двигателя, содержащего корпус с размещенным в нем на теплозащитной прокладке твердым топливом, сверхзвуковое сопло, установленное на заднем днище корпуса, образующем с торцом твердого топлива форкамеру воспламенения, и запальник с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса, согласно предложенному техническому решению в качестве запальника в заднее днище корпуса эксцентрично соплу вмонтирован лазер, соединенный кабелем с источником электропитания, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру в одну из сотовых ячеек пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива.

Приведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленных вариантов твердотопливного ракетного двигателя, отсутствуют. Следовательно, каждое заявляемое техническое решение соответствует условию патентоспособности «новизна».

Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявляемых технических решений, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявляемых технических решений преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявляемые технические решения соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».

Заявленные технические решения могут быть успешно использованы в твердотопливных ракетных двигателях. Следовательно, заявляемые технические решения соответствуют условию патентоспособности «промышленная применимость».

В настоящей заявке на выдачу патента соблюдено требование единства изобретений, поскольку заявленные технические решения решают одну и ту же функцию и задачу, а именно повышение надежности воспламенения твердого топлива и снижение вероятности самопроизвольного запуска двигателя ракеты от случайных электрических разрядов и электромагнитных воздействий.

На фиг. 1 показан общий вид твердотопливного ракетного двигателя, первый вариант исполнения; на фиг. 2 - схема запальника с дефлектором радиального выброса пламени; на фиг. 3 - схема запальника с патрубком концентрированного выброса пламени; на фиг. 4 - второй вариант исполнения твердотопливного ракетного двигателя; на фиг. 5 - схема установки запальника, узел I на фиг. 4; на фиг. 6 - локальная зона воспламенения твердого топлива, вид А на фиг. 5; на фиг. 7 - третий вариант исполнения твердотопливного ракетного двигателя; на фиг. 8 - схема установки запальника, узел II на фиг. 7.

Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте исполнения содержит корпус 1 с размещенным в нем твердым топливом 2, выполненным с центральным сквозным каналом 3, сопловым блоком 4 с герметичной заглушкой 5, и запальник 6, вмонтированный в переднее днище 7 корпуса 1 вдоль оси центрального канала 3 и/или заднее днище 8 корпуса 1, образующие форкамеры 9 и 10 горения твердого топлива 2 соответственно (Фиг. 1). Запальник 6, вмонтированный в переднее днище 7 корпуса 1, включает воспламенитель 11 твердого топлива 2 и лазер 12, соединенный кабелем 13 с источником электропитания (условно не показан), возбуждающий загорание воспламенителя 11 фокусом 14 направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества 15, нанесенного на торец воспламенителя 11. Воспламенитель 11 помещен в перфорированную оболочку 16 и размещен с радиальным просветом 17 в кожухе 18, последний одним торцом герметически соединен с передним днищем 7 корпуса 1, в которое встроен лазер 12. На противоположном торце кожуха 18 выполнен раструб 19, на котором установлен дефлектор 20 радиально направленного выброса пламени от воспламенителя 11 по радиальным каналам 21 на поверхность центрального канала 3 твердого топлива 2 (Фиг. 2). Запальник 6, вмонтированный в заднее днище 8 корпуса 1, воспламенителем 11 с перфорированной оболочкой 16 размещен с радиальным просветом 17 в кожухе 22, последний одним торцом герметически соединен с лазером 12, соединенным кабелем 13 с источником электропитания (условно не показан), возбуждающим загорание воспламенителя 11 фокусом 14 направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества 15, нанесенного на торец воспламенителя 11. Другим торцом кожух 22 сопряжен с патрубком 23, встроенным в заднее днище 8 корпуса 1, с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя 11 через форкамеру 10 на торец твердого топлива 2 (Фиг. 3).

Твердотопливный ракетный двигатель во втором варианте исполнения содержит корпус 1 с размещенным в нем на теплозащитной прокладке 24 твердым топливом 2, выполненным с центральным каналом 3, преимущественно звездообразной формы, и бронирующими покрытиями 25 на торцах, сверхзвуковое сопло 4 с герметичной заглушкой 5, установленное на заднем днище 8 корпуса 1, запальник 6, вмонтированный в переднее днище 7 корпуса 1, эксцентрично центральному каналу 3, образующее с торцом твердого топлива 2 форкамеру воспламенения 9 (Фиг. 4). В качестве запальника 6 в днище 7 корпуса 1 эксцентрично центральному каналу 3 вмонтирован малогабаритный лазер 12, соединенный кабелем 13 с источником электропитания (условно не показан), возбуждающий воспламенение твердого топлива 2 фокусом 14 направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру 9 на торец твердого топлива 2, например малогабаритный лазер ЛТИ-250/10/10 с длиной волны излучения 1078 нм и выходной энергией лазерных импульсов 25 мДж при длительности импульса 8±2 нс (Фиг. 5). В бронирующем покрытии 25 торца твердого топлива 2 образована локальная зона 26 воспламенения с возможностью перехода пламени горения в центральный канал 3 (Фиг. 6).

Твердотопливный ракетный двигатель в третьем варианте исполнения содержит корпус 1 с размещенным в нем на теплозащитной прокладке 24 твердым топливом 27, сопловой блок 4 с герметичной заглушкой 5, установленное на заднем днище 8 корпуса 1, образующей с торцом твердого топлива 2 форкамеру горения 10, и запальник 6, вмонтированный в заднее днище 8 корпуса 1 эксцентрично соплу 4 (Фиг. 7). В качестве запальника 6 в заднее днище 8 корпуса 1 вмонтирован лазер 12, соединенный кабелем 13 с источником электропитания (условно не показан), который инициирует воспламенение твердого топлива 2 фокусом 14 направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру 10 в одну из сотовых ячеек 28 пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива 27, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива 27 (Фиг. 8). В качестве лазера 12 может использоваться малогабаритный лазер ЛТИ-250/10/10 с длиной волны излучения 1078 нм и выходной энергией лазерных импульсов 25 мДж при длительности импульса 8±2 нс.

Твердотопливный ракетный двигатель по первому варианту работает следующим образом. По кабелю 10 от источника электропитания подают напряжение 27 В на малогабаритный лазер 12 мод. ЛТИ-65/10/10 запальника 6. Лазерный луч заданной формы импульса фокусируется на слое легковоспламеняющегося вещества 15, нанесенного на торец воспламенителя 11. Направленным пучком лазерного излучения с выходной энергией лазерных импульсов 6,5 мДж с длительностью 8±2 нс лазерный луч с температурой 106 К фокусом 14 мгновенно разогревает слой легковоспламеняющегося вещества 15, которым разжигает воспламенитель 11. Пламя при сгорании воспламенителя 11 переходит через перфорированную оболочку 16 в радиальный просвет 17 между воспламенителем 11 и кожухом 18. Далее пламя перемещается по радиальному просвету 17 в раструб 19 и с помощью дефлектора 20 пламя от воспламенителя 11 устремляется в радиальные каналы 21, по которым пламя выбрасывается на поверхность центрального сквозного канала 3 твердого топлива 2, поднимая в нем давление и температуру. Пламя быстро распространяется по центральному сквозному каналу 3 и воспламеняет твердое топливо 2. Продукты сгорания твердого топлива 2 под давлением разрушают герметичную заглушку 5 в сопловом блоке 4 и через последнее выбрасываются наружу, создавая реактивную тягу. В твердотопливном ракетном двигателе с запальником 5, встроенным в заднее днище 8 корпуса 1 эксцентрично центральному каналу 3, пламя после сгорания воспламенителя 11 проходит через перфорированную оболочку 16 в радиальный просвет 17, по которому пламя перемещается в патрубок 23, с помощью которого пламя концентрированно выбрасывается на торец твердого топлива 2, поднимая в форкамере 10 давление и температуру. Далее пламя распространяется по центральному сквозному каналу 3, воспламеняя твердое топливо 2. Продукты сгорания твердого топлива 2 под давлением разрушают герметичную заглушку 5 в сопловом блоке 4 и через последнее выбрасываются через сопловый блок 4 наружу, создавая реактивную тягу.

Твердотопливный ракетный двигатель по второму варианту работает следующим образом. С включением напряжения 27 В на запальник 6 с малогабаритным лазером 12 мод. ЛТИ-250/10/10 последний выходной энергией лазерных импульсов 25 мДж с длительностью 8±2 нс фокусируется на переднем торце твердого топлива 2 в локальной зоне 26 воспламенения и фокусом 14 лазерного луча локально зажигает небронированный участок 26 на торце твердого топлива 2, мгновенно разогревая его до температуры 106 К. Далее пламя быстро распространяется по всему торцу твердого топлива 2 в пределах форкамеры воспламенения 9 и переходит в центральный звездообразный канал 3, воспламеняя твердое топливо 2. Продукты сгорания твердого топлива 2 под созданным давлением в корпусе 1 с теплозащитной прокладкой 24 разрушают герметичную заглушку 5 в сопловом блоке 4 и через последнее выбрасываются наружу, создавая реактивную тягу.

Твердотопливный ракетный двигатель по третьему варианту работает следующим образом. С включением напряжения 27 В на запальник 6 с малогабаритным лазером мод. ЛТИ-250/10/10, последний выходной энергией лазерных импульсов 25 мДж с длительностью 8±2 нс направленным пучком лазерного излучения через форкамеру 10 фокусируется в одной из сотовых ячеек 28 пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива 27, и фокусом 14 лазерного луча локально разжигает твердое топливо 27 в ячейке 28 пирамидальной формы, разогревая ее до температуры 106 К. Далее пламя быстро распространяется по всей пирамидально-ячеистой сотовой поверхности торца, воспламеняя твердое топливо 2. Продукты сгорания твердого топлива 2 под созданным в форкамере 10 давлением разрушают герметичную заглушку 5 в сопловом блоке 4 и через последнее выбрасываются наружу, создавая реактивную тягу.

Отличительные признаки вариантов исполнения твердотопливных ракетных двигателей, а именно:

запальник 6, включающий лазер 12, соединенный кабелем 13 с источником электропитания, снижает вероятность воспламенения твердого топлива 2 от случайных электрических разрядов и других электромагнитных воздействий;

радиально направленный выброс пламени от воспламенителя 11 на поверхность сквозного центрального канала 3 твердого топлива 2 посредством кожуха 22 и дефлектора 20, установленных на переднем днище 7, и/или концентрированный выброс пламени от воспламенителя 11 через форкамеру 10 на торец твердого топлива 2 посредством кожуха 22 и патрубка 23, установленных на заднем днище 8 корпуса 1, в первом варианте;

установка запальника 6 с лазером 12 в переднем днище 7 корпуса эксцентрично центральному звездообразному каналу 3, возбуждающий воспламенение твердого топлива 2 фокусом 14 направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру 9 на небронированный участок локальной зоны 26 на торце твердого топлива 2 с переходом пламени в центральный звездообразный канал 3, во втором варианте; и

установка запальника 6 с лазером 12 в заднем днище 8 корпуса 1 эксцентрично соплу 4, возбуждающий воспламенение твердого топлив 27 фокусом 14 направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру 10 в одну из сотовых ячеек 28 пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива 27, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива 27, в третьем варианте исполнения твердотопливного ракетного двигателя –

повышают надежность воспламенения твердого топлива 2 и сокращают время запуска ракетного двигателя.

1. Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем твердым топливом, выполненным с центральным сквозным каналом, сопловой блок с герметичной заглушкой, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее днище корпуса вдоль оси центрального канала и/или в заднее днище корпуса, образующие форкамеры горения твердого топлива, причем запальник выполнен с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания воспламенителя направленным пучком лазерного излучения заданной формы импульса с фокусом на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя, отличающийся тем, что запальник включает лазер, соединенный кабелем с источником электропитания и направленный фокусом пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества, а воспламенитель помещен в перфорированную оболочку и с радиальным просветом установлен в кожухе, при этом в запальнике, установленном в переднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен раструб, на котором установлен дефлектор радиально направленного выброса пламени от воспламенителя на поверхность сквозного центрального канала твердого топлива, а в запальнике, установленном в заднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен патрубок, которым запальник эксцентрично центральному каналу вмонтирован в заднее днище корпуса с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя через форкамеру на торец твердого топлива.

2. Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем на теплозащитной прокладке твердым топливом, выполненным с центральным сквозным каналом звездообразной формы и бронирующими покрытиями на торцах, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, вмонтированный в переднее днище корпуса, образующее с торцом твердого топлива форкамеру воспламенения, с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса, отличающийся тем, что в качестве запальника в переднее днище корпуса эксцентрично центральному каналу вмонтирован лазер, соединенный кабелем с источником электропитания, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру на торец твердого топлива, для чего в бронирующем покрытии торца твердого топлива образована локальная зона воспламенения с возможностью перехода горения в центральный канал твердого топлива.

3. Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем на теплозащитной прокладке твердым топливом, сверхзвуковое сопло, установленное на заднем днище корпуса, образующем с торцом твердого топлива форкамеру воспламенения, и запальник с возможностью инициирования от лазера возбуждающего возгорания твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса, отличающийся тем, что в качестве запальника в заднее днище корпуса эксцентрично соплу вмонтирован лазер, соединенный кабелем с источником электропитания, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру в одну из сотовых ячеек пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения.

Изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к ракетным двигателям снарядов, запускаемых из ствола орудия или миномета. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда содержит камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, инициатор и сопловую заглушку.

Изобретение относится к автономным источникам сжатого газа, а именно к низкотемпературным генераторам чистого азота при сжигании пиротехнических зарядов. Аккумулятор давления содержит сферический корпус, внутри которого на опоре цилиндрической перфорированной гильзы, закрытой запальной крышкой, установлен с гарантированным кольцевым зазором функциональный заряд в форме канальной пиротехнической шашки, а также соосный инициирующий пиропатрон и выпускное сопло, перекрытое мембраной и фильтром.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда. На траектории полета снаряда зажигают заряд твердого топлива продуктами сгорания воспламенителя, расположенного в предсопловом объеме и инициируемого продуктами сгорания замедлителя. Зажигание зарядов замедлителя осуществляют продуктами сгорания пиропатронов, срабатывающих при вылете снаряда из ствола орудия и размещенных в замкнутой полости, образуемой перфорированной диафрагмой, разделяющей предсопловой объем и диффузор сопла, и срезаемой крышкой сопла, расположенной в его выходном сечении. Заряды замедлителя выполнены в форме усеченных конусов, основания которых направлены в сторону выходного сечения сопла, и герметично размещены через термоизолирующие прокладки в перфорациях диафрагмы. Высоту зарядов замедлителя определяют по алгебраической формуле, включающей оптимальное значение времени задержки зажигания заряда твердого топлива, которое предварительно определяют из серии внешнебаллистических расчетов дальности полета конкретного активно-реактивного снаряда. Изобретение позволяет обеспечить увеличение дальности полета активно-реактивного снаряда и надежное зажигание его заряда твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 5 ил., 3 табл.

Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее иили в заднее днище корпуса. В переднее днище корпуса запальник вмонтирован вдоль оси центрального канала. Запальник включает лазер, соединенный кабелем с источником электропитания и направленный фокусом пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя, а воспламенитель помещен в перфорированную оболочку и с радиальным просветом установлен в кожухе. В запальнике, установленном в переднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен раструб, на котором установлен дефлектор радиально направленного выброса пламени от воспламенителя на поверхность сквозного центрального канала твердого топлива. В запальнике, установленном в заднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен патрубок, которым запальник эксцентрично центральному каналу вмонтирован в заднее днище корпуса с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя через форкамеру на торец твердого топлива. Во втором варианте твердотопливный ракетный двигатель содержит бронирующие покрытия на торцах твердого топлива, а запальник, вмонтирован в переднее днище корпуса и представляет собой лазер. Лазер возбуждает воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру на торец твердого топлива, для чего в бронирующем покрытии торца твердого топлива образована локальная зона воспламенения с возможностью перехода горения в центральный канал твердого топлива. В третьем варианте ракетного двигателя в качестве запальника в заднее днище корпуса эксцентрично соплу вмонтирован лазер, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру в одну из сотовых ячеек пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива. Группа изобретений позволяет повысить надежность и сократить время воспламенения твердого топлива. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх