ракетный двигатель артиллерийского снаряда

Формула изобретения

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ АРТИЛЛЕРИЙСКОГО СНАРЯДА, содержащий камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, пиротехнический инициатор замедленного действия, установленный в канале сопловой заглушки, отличающийся тем, что он дополнительно содержит перфорированный диск и шарик, при этом в указанной заглушке со стороны среза сопла канал выполнен расширяющимся в сторону инициатора, шарик помещен в полости канала, а перфорированный диск установлен между каналом и инициатором, причем отверстия в диске выполнены с диаметром, меньшим диаметра шарика.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей на твердом топливе для снарядов, выстреливаемых из артиллерийских орудий.

Известен ракетный двигатель [1] являющийся аналогом предложенной конструкции. Этот ракетный двигатель содержит корпус с соплом, где размещены пороховой заряд и воспламенитель, инициатор для зажжения воспламенителя. Корпус содержит переднюю и сопловую крышки.

Однако описанная конструкция ракетного двигателя не обеспечивает надежного зажжения инициатора от газов метательного заряда.

Анализ уровня техники в данной области показал, что известен ракетный двигатель артиллерийского снаряда [2] наиболее близкий по решаемой технической задаче, являющийся прототипом предлагаемой конструкции. Этот ракетный двигатель твердого топлива для артиллерийского снаряда содержит камеру сгорания с соплом, размещенный в корпусе заряд твердого топлива с воспламенителем, установленную в сопловом блоке заглушку с вмонтированным в нее пиротехническим замедлителем.

Однако в процессе запуска такого снаряда при прохождении им дульного среза наблюдаются случаи загасания пиротехнического инициатора и отказ в работе ракетного двигателя.

В момент выхода снаряда из ствола орудия происходит изменение давления за снарядом, резкий спад его от величины дульного давления до атмосферного за время в несколько миллисекунд. Пиротехнический инициатор содержит в штампованном металлическом корпусе заряд пиротехнического состава, горящий по торцу. При резком спаде давления в зоне горения пиротехнический заряд загасает, т.е. наблюдается явление, сходное с изученным явлением принудительного гашения заряда в камере ракетного двигателя, обусловленного резким спадом давления, и именуемое в ракетной технике отсечкой тяги двигателя.

Целью изобретения является повышение надежности запуска ракетного двигателя твердого топлива для артиллерийского снаряда путем исключения затухания инициатора в период последействия.

Указанная цель достигается за счет введения в известную конструкцию ракетного двигателя следующих конструктивных решений. В ракетном двигателе перед инициатором в сопловой заглушке со стороны выходного отверстия сопла установлены последовательно перфорированный диск и втулка с расширяющимся в сторону диска коническим отверстием, переходящим в центральный канал. При этом в полости конического канала размещен шарик, а отверстия перфорированного диска выполнены меньшими диаметра шарика.

На фиг. 1 изображен ракетный двигатель, общий вид; на фиг.2 частичный вырез в увеличенном масштабе по месту установки пиротехнического воспламенителя; на фиг.3 вид по стрелке А на фиг.2.

Ракетный двигатель содержит корпус 1 с соплом 2, пороховой заряд 3, воспламенитель 4, сопловую заглушку 5. В сопловой заглушке размещены пиротехнический инициатор замедленного действия 6, диск 7 с отверстиями 8, резьбовая втулка 9 с внутренним конусом 10, центральным каналом 11 и радиальными отверстиями 12. В конусе размещен шарик 13. Пунктиром показано положение шарика при резком спаде давления.

Функционирование предлагаемого ракетного двигателя происходит следующим образом.

Продукты сгорания, образующиеся при срабатывании заряда метательного устройства, через радиальные отверстия 12 и центральный канал 11 попадают в полость, образованную внутренним конусом 10 втулки 9 и перфорированным диском 7. Через отверстия 8 пороховые газы поджигают пиротехнический инициатор 6.

В момент прохождения двигателем дульного среза орудия вследствие резкого спада давления в зоне горения инициатора газы, накопленные в полости, образованной конусом 10 и инициатором, вытекая через центральный канал 11, увлекают за собой шарик 13. При этом шарик самоустанавливается в коническом отверстии, прижимается к нему давлением оставшихся в полости газов, препятствуя дальнейшему их выходу. При этом давление в полости будет падать медленно за счет охлаждения газов и просачивания, обусловленного шероховатостью поверхности шарика и конуса, что обеспечивает продолжение горения пиротехнического инициатора. Далее на траектории полета снаряда в заданное время срабатывает воспламенительная навеска 4, от продуктов сгорания которой обеспечивается зажжение порохового заряда 3 ракетного двигателя.

Выполнение радиальных отверстий 12, пересекающихся с центральным каналом 11 на торце втулки 9, обеспечивает надежный проход продуктов сгорания к центральному каналу 11, исключает его перекрытие кусочками разрушающейся при выстреле крышки, закрывающей пороховой заряд метательного устройства.

В связи с тем, что процесс воздействия газов метательного устройства на снаряд быстротечен (несколько миллисекунд), а величина давления в пределах нескольких тысяч атмосфер, инициатор подвергается значительному газодинамическому удару, который может привести к разрушению инициатора.

Для смягчения газодинамического удара во втулке 9 выполнен внутренний конус 10, который способствует резкому расширению потока, уменьшая его скорость. Равномерно расположенные в диске 7 отверстия 8 рассекают и дросселируют поток, обеспечивая "смягчение" его воздействия на пиротехнический инициатор.

Плавный спад давления в зоне горения пиротехнического инициатора в момент выхода двигателя твердого топлива из ствола орудия исключает загасание инициатора и тем самым обеспечивает повышение надежности запуска ракетного двигателя на траектории.