ракетный двигатель твердого топлива х.-м.х.байсиева

Формула изобретения

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Х -М Х БАЙСИЕВА.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с установленными в ней последовательно зарядами твердого топлива предыдущей и последующей ступеней, сопловой блок, установленный с возможностью осевого перемещения стакан, поверхность которого, обращенная к сопловому блоку, идентична ему, и который снабжен сквозными каналами, профиль которых является продолжением профиля каналов соплового блока, отличающийся тем, что в нем стакан расположен между зарядами твердого топлива предыдущей и последующей ступеней.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании многоступенчатых ракетных двигателей твердого топлива.

Известна конструкция ракетного двигателя с двухпозиционным соплом, в котором перед соплом размещено устройство для изменения площади критического сечения, выполненное в виде вкладыша с теплозащитным покрытием и приводом его перемещения [1].

Известный двигатель имеет сложную конструкцию, что ограничивает сферу его применения.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с установленными в ней последовательно зарядами твердого топлива предыдущей и последующей ступеней, сопловой блок, установленный с возможностью осевого перемещения стакан, поверхность которого обращенная к сопловому блоку идентична ему, снабжен сквозными каналами, профиль которых является продолжением профиля каналов соплового блока [2].

Конструкция известного ракетного двигателя имеет сложную конструкцию и не обеспечивает условия максимального использования энергетических возможностей последующей ступени двигателя.

Технической задачей изобретения является устранение указанных недостатков.

Для достижения данной задачи в ракетном двигателе стакан расположен между зарядами твердого топлива предыдущей и последующей ступеней.

На фиг. 1 представлен ракетный двигатель с односопловым блоком, общий вид; на фиг.3 - двигатель с многосопловым блоком; на фиг.2 и 4 - схемы сопряжения основания стакана с поверхностью соплового блока применительно к рассматриваемым двигателям.

Односопловой ракетный двигатель содержит корпус 1, внутри которого размещен твердотопливные заряды 2 и 3.

У основания ракетного двигателя размещен односопловой блок 4 с пробковой заглушкой 5, по оси которой размещен электровоспламенитель 6. Конец электровоспламенителя 6 пропущен в полость камеры 7 сгорания и размещен у основания твердотопливного заряда предыдущей ступени 2. Между зарядами 2 и 3 размещен стакан 8 с возможностью свободного перемещения по оси, поверхность 9 которого, обращенная к сопловому блоку, 4 идентична ему. Стакан 8 снабжен сквозными каналами 10 (см.фиг.2), профиль которых является продолжением профиля каналов соплового блока 4. При этом профиль входной части соплового блока 11 соответствует профилю основания стакана 8, а профили сопловых каналов 10 и 12 стакана 8 и блока 4 выполнены идентичными. В сопловой канал стакана 8 заключен пороховой замедлитель 13.

Двигатель с многосопловым блоком (см.фиг.3) содержит у основания стакана 8 несколько конических поверхностей 9 с сопловыми каналами 10, соответствующими количеству сопловых каналов в блоке 4. При этом электровоспламенитель 6 размещен по центральной оси соплового блока 4, а в корпусе двигатели 1 размещены направляющие штифты 14, сопряженные с пазами 15 на боковой поверхности устройства 8, что обеспечивает совмещение сопловых каналов 10 с сопловыми каналами блока 4 (фиг.4).

Ракетный двигатель с сопловым блоком работает следующим образом.

При включении электровоспламенителя 6 возгорает топливный заряд предыдущей 2 ступени. Под действием давления газов в камере сгорания 7 пробковая заглушка 5 вместе с электровоспламенителем 6 отстреливается из соплового блока 4. По мере выгорания топливного заряда 2 обеспечиваются необходимая тяга и стартовый режим работы двигателя. После выгорания топливного заряда предыдущей ступени 2 воспламеняется пороховой замедлитель 13, который через заданный промежуток времени зажигает топливный заряд 3 последующей ступени. Под действием сжатых газов стакан 8, перемещаясь вдоль камеры 7, входит основанием 9 в канал 7 соплового блока 4. При этом обеспечивается плотный контакт между сопрягаемыми поверхностями (см.фиг.2) и включается в режим работы последующая ступень двигателя.

Ракетный двигатель твердого топлива с многосопловым блоком (см.фиг.3) работает, как и двигатель с односопловым блоком. Поскольку стакан в данном случае имеет столько же сопловых каналов, что и блок 4, то для совмещения их при сопряжении используются направляющие 14, заключенные в пазы 15 на боковой поверхности блока 8 (см.фиг.4).

Конструкция ракетного двигателя с устройством переключения режимов работы в виде стакана, размещенного между топливными зарядами предыдущей и последующей ступеней, значительно упрощает конструкцию двигателя и обеспечивает условия максимального использования энергетических возможностей последующей ступени двигателя.

Двигатель может быть использован в системах дальнобойных баллистических ракет, снарядов и воздушных торпед.