ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда и воспламенитель твердотопливного заряда

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, содержащий корпус с соплами, воспламенитель, вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом и размещенной в нем трубкой, сопловую заглушку, отличающийся тем, что 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, а расположенная внутри канала пороховой шашки трубка покрыта материалом с низким коэффициентом теплопроводности в виде, например, термостойкой пластмассы, при этом наружный диаметр трубки составляет 0,8 0,9 диаметра центрального канала.

2. Воспламенитель твердотопливного заряда ракетного двигателя, содержащий расположенную со стороны дна двигателя форсажную камеру с отверстиями тороидальной формы, заполненными воспламенительными пороховыми таблетками и инициирующим составом, связанными с центральным каналом пороховой шашки двигателя радиальными каналами, электровоспламенитель, отличающийся тем, что в форсажной камере концентрично оси двигателя образованы выемки, заполненные воспламенительными таблетками, и торроидальное гнездо с инициирующим составом, при этом выемки между собой и с торроидальным гнездом соединены дугообразными каналами, а выходные отверстия выполнены наклонными к оси двигателя и ориентированными в зазор между внутренней поверхностью пороховой шашки и центральной трубкой двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке твердотопливных ракетных двигателей для управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия, где требуется малая задымленность трассы дымовым шлейфом ракетного двигателя.

Известен ракетный двигатель твердого топлива для снаряда, выстреливаемого из ствола. Этот двигатель содержит камеру сгорания, образованную цилиндрической оболочкой, полученной путем намотки пропитанных нитей, заряд твердого ракетного топлива и центральный сердечник, закрепленный во фланце снаряда с помощью основания. Часть сердечника выполнена в форме двух усеченных конусов, которая в сочетании с оболочкой образует кольцевое реактивное сопло. При этом наружными стенками двигатель скреплен с наружной поверхностью основания снаряда [1]

Описанный двигатель используется для разгона снаряда в стволе без метательного заряда, за счет только реактивной силы, что снижает начальную скорость снаряда и эффективность использования порохового заряда.

Известен также воспламенитель ракетного двигателя, устанавливаемый в канале его сопла. Этот воспламенитель содержит опорные элементы, контактирующие с сужающейся и расширяющейся частями сопла. С целью обеспечения возможности в любой момент установки и удаления воспламенителя с улучшением условий воспламенения заряда, устройство снабжено разрушающимся элементом и радиально раздвигающимися наружными крепежными элементами. При этом внутренний элемент удерживает наружные крепежные элементы в раздвинутом положении. Воспламенитель выполняет одновременно функции заглушки, герметизирующей сопловое отверстие двигателя [2]

Однако, эффективность зажжения порохового заряда таким воспламенителем имеет низкую надежность из-за выброса части навески воспламенительного состава вместе с заглушкой (корпусом) сопла при его вскрытии.

Кроме того, вышеприведенные конструкции ракетного двигателя твердого топлива и воспламенителя не обеспечивают малую задымленность траектории полета управляемого снаряда, что в свою очередь снижает видимость цели и ведет к промаху.

Известен способ снижения дымообразования при работе твердотопливного ракетного двигателя, образующихся при абляции и пиролизе инертных компонентов конструкции. Заключается этот способ в введении в состав теплоизоляционного покрытия двуокиси тиомочевины. При этом наблюдается очень быстрое прекращение дыма после сгорания порохового заряда [3]

Этот способ обеспечивает снижение задымленности трассы при воспламенении и горении порохового заряда двигателя.

Анализ уровня техники в данной области показал, что известен ракетный двигатель твердого топлива [4] и воспламенитель [5] наиболее близкие по решаемой технической задаче, являющиеся прототипом предложенной конструкции.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с соплами, в котором размещен твердотопливный пороховой заряд. Крепление заряда обеспечивается оболочкой подвески, размещенной между боковой поверхностью заряда и внутренней стенкой камеры. Оболочка закреплена с помощью радиальных кольцевых зон и проходит через слой изоляции на внутренней стороне корпуса и через слой бронировки на наружной поверхности заряда [4]

Воспламенитель ракетного двигателя твердого топлива представляет собой форсажную камеру с отводами, содержащими таблетки из воспламенительной смеси. Через радиальные каналы отводы сообщаются с продольным каналом порохового заряда. Воспламенитель размещен в области дна двигателя [5]

Описанные конструкции ракетного двигателя твердого топлива и воспламенителя не позволяют обеспечить необходимую прозрачность выхлопных продуктов сгорания ракетного двигателя в момент воспламенения и на установившемся режиме его работы.

Предлагается ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, содержащий корпус с соплами, воспламенитель, пороховую шашку с форсажным участком и центральным каналом, в котором двигатель снабжен узлом очистки выхлопных газов, выполненный в виде глухих сборных полостей, образованных дополнительно предусмотренными усеченными пирамидальными выступами, малые основания которых расположены параллельно наружной поверхности форсажного участка, а большие напротив сопел, корпусом двигателя и уплотнительным кольцом в сторону действия полетных перегрузок, а внутри канала пороховой шашки расположена трубка, покрытая материалом с низким коэффициентом теплопроводности в виде, например, термостойкой пластмассы, при этом наружный диаметр трубки составляет 0,8-0,9 диаметра центрального канала.

Предлагается также воспламенитель твердотопливного заряда ракетного двигателя, содержащий, расположенную со стороны дна двигателя, форсажную камеру с выходными отверстиями, заполненными воспламенительными пороховыми таблетками и инициирующим составом, связанными с центральным каналом пороховой шашки двигателя радиальными каналами, электровоспламенитель, причем в форсажной камере концентрично оси двигателя предусмотрены выемки, заполненные воспламенительными таблетками, и торроидальное гнездо с инициирующим составом, выемки между собой и с торроидальным гнездом соединены дугообразными каналами, при этом выходные отверстия выполнены наклонными к оси двигателя и ориентированными в зазор между внутренней поверхностью пороховой шашки и центральной трубкой двигателя.

Это позволит обеспечить необходимую прозрачность выхлопных газов ракетного двигателя на твердом топливе во время воспламенения и на установившемся режиме для управления снарядом.

Конструкция ракетного двигателя твердого топлива управляемого снаряда и воспламенителя поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид твердотопливного двигателя в разрезе; на фиг. 2 размер по А-О-А фиг. 1; на фиг. 3 разрез по Б-Б на фиг. 1 (воспламенитель в разрезе).

Ракетный двигатель содержит корпус 1 с соплами 2, пороховую шашку 3 с центральным каналом 4 и донный воспламенитель 5. Пороховая шашка покрыта по наружной поверхности бронировкой и имеет форсажный участок 6 в виде конического оголенного участка шашки. Внутри двигателя, напротив каждого соплового отверстия и соосно ему, расположены выступы 7, выполненные в виде усеченных пирамид. Малые основания 8 этих пирамид параллельны наружной поверхности форсажного участка 6 пороховой шашки. Выступы 7 и корпус 1 образуют глухие сборные полости 9, ограниченные уплотнительным кольцом 10 в сторону действия полетных перегрузок. В канале 4 размещена центральная трубка 11, покрытая снаружи, адсорбирующим твердые пороховые частицы материалом 12, с низким коэффициентом теплопроводности, например, термостойкой пластмассой марки АГ-4. При этом наружный диаметр трубки составляет 0,8-0,9 диметра канала шашки. Трубка закреплена на сопловом днище 13 двигателя.

Воспламенитель 5 твердотопливного заряда ракетного двигателя закреплен пружинным кольцом 14 и содержит расположенную со стороны дна двигателя форсажную камеру 15 с выходными отверстиями 16. В форсажной камере концентрично продольной оси двигателя образованы выемки 17, заполненные таблетками 18, и торроидальное гнездо 19, заполненное инициирующим составом 20, поджиг которого осуществляется электровоспламенителем 21. Выемки между собой и с торроидальным гнездом соединены дугообразными каналами 22, а с выходными отверстиями 16 радиальными каналами 23. Выходные отверстия выполнены наклонными к оси двигателя и ориентированы в зазор 24 между каналом шашки 4 и центральной трубкой 11.

Работа описанного устройства заключается в следующем.

При подаче электрического импульса срабатывает электровоспламенитель 21, форсом пламени которого поджигается инициирующий состав 20. Пороховые газы воспламенителя из торроидального гнезда 19 через дуговые каналы 22 с большой скоростью попадают в выемки 17, где происходит их внезапное расширение. При этом за счет внезапного расширения газа и дугового расположения каналов твердые частицы газа, составляющие основную часть задымленности трассы полета, сепарируются и догорают в выемках 17, и во внутреннюю полость двигателя попадают практически без твердых частиц через выходные отверстия 16. Эти газы поджигают пороховую шашку 3 по каналу 4 и форсажному участку 6. При этом, благодаря ориентированного размещения выходных отверстий 23 внутри канала пороховой шашки, достигается адсорбция на поверхности трубки 11 твердых несгоревших частиц пороха. Поверхность трубки обеспечивает накопление твердых частиц без их скола движущимися пороховыми газами по мере их накопления, а зазор между поверхностью канала шашки и трубки, диаметр которой составляет 0,8-0,9 диаметра канала, обеспечивает максимальный отбор твердых частиц без изменения внутрибаллистических характеристик. При дальнейшем перемещении пороховые газы от сгорания заряда перед тем, как попасть в сопла 2 попадают на выступ 7. Этими выступами, имеющими наклонные поверхности боковых образующих пирамид, интенсивно перемешиваются струм пороховых газов, истекающих из канала шашки и с наружной поверхности ее форсажного участка 6.Параллельное расположение выступов и форсажного участка шашки обеспечивает перемешивание всего потока газов и интенсивное дожигание несгоревших частиц. Кроме того, такое расположение позволяет обеспечить сбор твердых частиц в глухих полостях 9, ограниченных в сторону направления полетных перегрузок уплотнительным кольцом 10. Твердые частицы собираются в глухих полостях за счет сил инерции под действием полетных перегрузок при работе ракетного двигателя.

Как показали проведенные испытания, конструкция твердотопливного ракетного двигателя для управляемого снаряда и воспламенителя обеспечивает эффективное снижение задымленности трассы шлейфом продуктов сгорания и позволяют сопровождать цель, например, в виде танка не необходимую дальность для ее поражения.