ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с передним днищем, в цилиндрической полости которого размещен воспламенитель, закрепленный опорным кольцом с радиальной перемычкой, заряд твердого топлива с центральным каналом, сопловый блок, при этом внутренний диаметр опорного кольца равен внутреннему диаметру канала порохового заряда, а диаметр корпуса воспламенителя равен внутреннему диаметру цилиндрической полости переднего днища, причем воспламенитель выполнен в виде футляра, состоящего из корпуса и крышки, отличающийся тем, что футляр воспламенителя выполнен тонкостенным, а дно его корпуса выполнено вогнуто-сферическим, плавно сопрягающимся с образующей корпуса, крышка снабжена кольцевой выштамповкой, а диаметр корпуса воспламенителя составляет 1,05 - 1,20 внутреннего диаметра опорного кольца.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенства конструкций ракетных двигателей и надежности из работы.

Существует конструкция ракетного двигателя твердого потлива [1], содержащего камеры сгорания с передним и задним днищами, установленный со стороны переднего днища воспламенитель в виде корпуса с размещенным в нем воспламенительным составом, заряд твердого топлива, сопловый блок, инициатор, отличающийся тем, что переднее днище снабжено частично утопленными в него штуцерами со сквозными каналами, оси которых расположены под углом к оси двигателя, причем в штуцерах установлены поджатые эластичными кольцами метаемые элементы с юбкой, а на опорной поверхности упора и цилиндрической поверхности полости выполнены взаимно перпендикулярные пазы, при этом ось канала штуцера пересекает паз на цилиндрической поверхности полости и боковую поверхность корпуса воспламенителя.

Данная конструкция ракетного двигателя с такой конструкцией поджига воспламенителя несомненно надежна, если в качестве воспламеняющего состава применять дымные ружейные пороха типа ДРП, КЗДП, но абсолютно ненадежная для малодымного воспламеняющего состава, состоящего из смеси дымного ружейного и пироксилиновых порохов из-за несовершенства корпуса воспламенителя, т.к. при срабатывании существующего воспламенителя пироксилиновые порошки, входящие в состав малодымного воспламенителя, не успевают в данном объеме футляра воспламенителя полностью вспыхнуть до того момента, как воспламенитель вскроется, что приведет к незажжению порохового заряда, что недопустимо.

Известен ракетный двигатель твердого топлива и взятый в качестве прототипа [2] , содержащий камеру сгорания с передним и задним днищами, воспламенитель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенительным составом, при этом воспламенитель расположен на переднем днище, заряд твердого ракетного топлива, опорно-герметизирующий узел, размещенный между зарядом и камерой сгорания, сопловый блок, отличающийся тем, что переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами, в котором выполнена цилиндрическая полость, причем воспламенитель расположен в цилиндрической полости с натягом посредством опорного кольца с выступами и с радиальной перемычкой, армированной эластичным материалом, при этом выступы опорного кольца сопряжены с упорами теплозащитного экрана, а между выступами и упорам размещены эластичные прокладки, при этом часть заряда со стороны соплового блока выполнена в виде усеченного конуса и забронирована на боковой поверхности и торцу, а опорно-герметизирующий узел выполнен в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, ориентированных в сторону переднего днища, и расположен между конической частью заряда, его торцом и задним днищем.

Однако и данная конструкция ракетного двигателя ненадежна из-за несовершенства воспламенителя и в случае применения воспламенителя с малодымным воспламеняющим составом приведет к незажжению порохового заряда твердого топлива, и отказу двигателя, аналогично описанной выше [1].

Задачей предполагаемого изобретения является обеспечение стабильности внутрибаллистических характеристик ракетного двигателя и надежного воспламенения порохового заряда твердого топлива от малодымного воспламенителя, в широком диапазоне рабочих температур.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания с передним днищем, в полости которого размещен воспламенитель, закрепленный опорным кольцом с радиальной перемычкой, воспламенитель выполнен в виде тонкостенного футляра, состоящего из корпуса и крышки, при этом дно корпуса футляра выполнено вогнуто-сферическим, плавно сопрягающимся с образующей корпуса, а крышка снабжена кольцевой выштамповкой, при этом внутренний диаметр опорного кольца равен внутреннему диаметру канала порохового заряда, а диаметр корпуса воспламенителя равен внутреннему диаметру цилиндрической полости переднего днища и составляет 1,05-1,20 внутреннего диаметра опорного кольца.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данное техническое решение позволяет обеспечить надежное воспламенение малодымного воспламенителя, за счет оригинальной конструкции воспламенителя, обеспечивающего полное зажжение пороховой смеси до вскрытия крышки воспламенителя по отношению к аналогу и прототипу.

На прилагаемом чертеже (фиг. 1) приведена предлагаемая конструкция ракетного двигателя, где:

1 - камера сгорания,

2 - переднее днище,

3 - малодымный воспламенитель (фиг. 3),

4 - цилиндрическая полость под воспламенитель,

5 - корпус футляра воспламенителя с вогнуто-сферическим дном,

6 - крышка воспламенителя с кольцевой выштамповкой,

7 - опорное кольцо с радиальной перемычкой (фиг. 2),

8 - малодымная пороховая навеска воспламенителя,

9 - канальный пороховой заряд твердого ракетного топлива,

10 - отверстие опорного кольца.

Сборка и работа ракетного двигателя осуществляется следующим образом: после установки в камеру сгорания 1 порохового заряда твердого ракетного топлива 9 в двигатель устанавливается переднее днище 2, в полости которого размещен малодымный воспламенитель 3, закрепленный опорным кольцом с радиальной перемычкой 7, и инициаторы.

При срабатывании инициаторов происходит пробитие корпуса футляра воспламенителя 5, при этом работа воспламенителя осуществляется следующим образом: горячие пороховые газы поджигают пороховую навеску малодымного воспламенителя 8, состоящего на 1/3 из дымного ружейного пороха (ДРП) и 2/3 пироксилинового пороха (ВТМ), поскольку ДРП более восприимчив к высокой температуре, он загорается первым, воспламеняя ВТМ. Образовавшиеся пороховые газы в футляре воспламенителя 5 действуют с одинаковой силой во всех направлениях, поскольку крышка воспламенителя с кольцевой выштамповкой, увеличивающей ее жесткость, и имеет хорошую заделку (завальцовку) в корпус футляра и дополнительно удерживается перемычкой опорного кольца, то происходит деформация (прогиб) вогнутого сферического дна корпуса футляра в обратном направлении, увеличивая при этом свободный объем воспламенителя, при этом корпус воспламенителя полностью заполняет цилиндрическую полость переднего днища под воспламенителем. За это время происходит полное возгорание всей пороховой навески, и при достижении определенного давления крышка воспламенителя выщелкивается из заделки корпуса футляра, охватывая перемычку, в дальнейшем сгорает, а пороховые газы через отверстие опорного кольца 10 устремляются на торец и в центральный канал порохового заряда, надежно воспламеняя его.

В случае если конструкция малодымного воспламенителя такая же, как у аналога или прототипа, то вскрытие крышки футляра воспламенителя произойдет раньше, чем произойдет полное возгорание пороховой смеси, что приведет к невоспламенению порохового твердого топлива, т.е. к аномальной работе ракетного двигателя, что недопустимо.

Для обеспечения стабильности внутрибаллистических характеристик и надежности двигателя применительно к двигателям с "застойной зоной", и частично - бронированным зарядом, внутренний диаметр опорного кольца соизмерим с внутренним диаметром канала порохового заряда и предназначен для направления горячих пороховых газов воспламенителя на торец и в канал порохового заряда, минуя и "застойную зону", т.к. попадание газов от воспламенителя в "застойную зону" приведет к прогару двигателя из композиционного материала, поскольку толщина слоя теплозащитного покрытия двигателя над бронированной поверхностью порохового заряда меньше толщины слоя теплозащитного покрытия над оголенной частью порохового заряда. Если внутренний диаметр опорного кольца меньше внутреннего диаметра порохового заряда, т.е. проходное сечение для газов "зажато", то срабатывание воспламенителя приведет к резкому подъему давления под опорным кольцом, в результате чего опорное кольцо сорвет с места крепления и разрушит, перекрыв критическое сечение сопла, что приведет к демонтажу двигателя.

Наружный диаметр корпуса воспламенителя составляет 1,05-1,20 внутреннего диаметра опорного кольца, эта зависимость получена экспериментально и представлена на графике фиг. 4, где N - отношение числа положительных опытов к общему количеству проведенных опытов, D/d - отношение величины наружного диаметра воспламенителя к величине внутреннего диаметра опорного кольца.

Из графика видно, что если внутренний диаметр опорного кольца будет меньше наружного диаметра воспламенителя, то при срабатывании воспламенителя в объеме между передним днищем и опорным кольцом резко возрастет давление, что приведет к разрушению опорного кольца, нарушению рабочего процесса двигателя, его демонтажу.

Если внутренний диаметр опорного кольца будет больше наружного диаметра воспламенителя, то при срабатывании воспламенителя его твердые части, не пойманные ловителем, имеют возможность перемещаться через отверстие опорного кольца вдоль двигателя по внутреннему каналу порохового заряда, разрушая его, а ударившись о сопловый вкладыш, разрушают и его, что приведет к резкому падению давления в двигателе, уменьшению скорости полета ракеты и к потере управления ракетой, что недопустимо.

По результатам проведенных испытаний выяснилось, что в данной конструкции футляра воспламенителя по отношению к прототипу можно использовать как дымную, так и малодымную пороховую навеску.

Источники информации

1. Заявка СССР N 92011763/23, кл. F 02 K 9/08, 14.12.92 г.

2. Патент РФ N 2015391, кл. F 02 K 9/08, 30.06.94.