ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд, сопло и воспламенительное устройство с пиротехническим составом, размещенным в перфорированном корпусе, отличающийся тем, что корпус воспламенительного устройства выполнен в виде плетеного стакана, сформированного посредством ленты из композиционного материала с образованием расходных отверстий, суммарная площадь которых составляет 0,3-0,5 площади боковой поверхности, при этом внутри стакана, со стороны переднего дна двигателя, жестко установлена полая разрезная втулка с радиальными выступами на внутренней поверхности, в полости которой размещена навеска пиротехнического состава, а в дне стакана, по его оси симметрии, установлен ступенчатый поршень, на котором с упором в торец пиротехнического состава, заключенного в разрушаемую оболочку, закреплен компенсатор, выполненный из упругого материала.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива.

Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд, сопло и воспламенительное устройство с пиротехническим составом, размещенным в перфорированном корпусе [патент RU №2135806, F 02 К 9/18, опубликован 27.08.99 г., бюл. №24], принятый авторами за прототип. Указанная конструкция ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) позволяет резко уменьшить время задержки воспламенения заряда из смесевых твердых ракетных топлив и, тем самым, повысить надежность работы двигателя.

Однако при размещении воспламенительного устройства (ВУ) в виде твердотопливного микродвигателя с перфорированным корпусом в звездообразном канале заряда с небольшим зазором (площадь проходного сечения (0,3-0,35)×D², где D - диаметр перфорированного корпуса микродвигателя) между наружной поверхностью ВУ и внутренней поверхностью канала заряда, увеличивается сосредоточенное силовое воздействие струями, истекающими из отверстий воспламенительного устройства на топливо. Это приводит к местному увеличению скорости горения при отрицательных температурах эксплуатации, преждевременному подходу высокотемпературных продуктов сгорания топлива к стенке двигателя и ослаблению конструкции. При положительных температурах, когда прочность топлива резко снижается, струи продуктов сгорания воспламенителя, истекающие с высокой скоростью через отверстия в стенках воспламенительного устройства со значительным перепадом давления во фронте, разрушают поверхность заряда, что приводит к нерасчетному увеличению поверхности горения и недопустимому росту давления в двигателе и, как следствие, его разрушению.

Целью предлагаемого изобретения является повышение надежности ракетного двигателя твердого топлива в широком температурном диапазоне эксплуатации за счет исключения сосредоточенного силового воздействия на поверхность заряда.

Поставленная задача решается ракетным двигателем твердого топлива, содержащим корпус, заряд, сопло и воспламенительное устройство с пиротехническим составом, размещенным в перфорированном корпусе, в котором корпус воспламенительного устройства выполнен в виде плетеного стакана, сформированного посредством ленты из композиционного материала с образованием расходных отверстий, суммарная площадь которых составляет 0,3-0,5 площади боковой поверхности, при этом внутри стакана со стороны переднего дна двигателя жестко установлена полая разрезная втулка с радиальными выступами на внутренней поверхности, в полости которой размещена навеска пиротехнического состава, а в дне стакана, по его оси симметрии, установлен ступенчатый поршень, на котором с упором в торец пиротехнического состава, заключенного в разрушаемую оболочку, закреплен компенсатор, выполненный из упругого материала, например губчатой резины.

Выполнение корпуса воспламенительного устройства в виде плетеного стакана, сформированного посредством ленты из композиционного материала с образованием расходных отверстий, суммарная площадь которых составляет 0,3-0,5 площади боковой поверхности, обеспечивает сгорание воспламенительного состава при низком давлении за счет увеличенной суммарной площади расходных отверстий. В результате исключается сосредоточенное силовое воздействие на поверхность заряда и вероятность его разрушения струями продуктов сгорания воспламенителя. При этом снижается масса конструкции и повышается надежность эксплуатации двигателя при транспортировании, так как ленты из композиционного материала не создают концентраторов на поверхности шашек воспламенительного состава и исключают образование мелкодисперсного порошка, который при воспламенении дает заброс давления.

Установка внутри стакана со стороны переднего дна двигателя полой разрезной втулки с радиальными выступами на внутренней поверхности, в полости которой размещена навеска пиротехнического состава, позволяет обеспечить надежное зажжение шашек основного воспламенительного состава во всем диапазоне температур эксплуатации без установки мембран в расходные отверстия корпуса воспламенительного устройства. Так как втулка выполнена разрезной, исключается ее разрушение при температурных деформациях корпуса двигателя в процессе эксплуатации. Радиальные выступы обеспечивают фиксацию навески пиротехнического состава и предотвращают ее выбрасывание в корпус воспламенительного устройства и, далее, в камеру сгорания двигателя в момент его включения, что дополнительно повышает его надежность.

Установленный в дне стакана, по его оси симметрии, ступенчатый поршень, на котором с упором в торец пиротехнического состава закреплен компенсатор, выполненный из упругого материала, например из губчатой резины, гасит динамический удар газов, возникающий при сгорании навески в полости разрезной втулки с радиальными выступами. Это исключает разрушение шашек воспламенительного состава и нерасчетное увеличение давления в начале работы двигателя и также повышает его надежность.

Помещение пиротехнического состава в разрушаемую оболочку исключает его контакт со стенками воспламенительного устройства и возможность разложения в процессе длительного хранения под действием химических процессов и механического воздействия.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами. На фиг.1-4 представлены схемы, поясняющие конструкцию двигателя.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, заряд 2, сопло 3 и воспламенительное устройство 4 с пиротехническим составом 5, размещенным в перфорированном корпусе. Корпус воспламенительного устройства 4 выполнен в виде плетеного стакана 6, сформированного посредством ленты 7 из композиционного материала. При укладке лента образует расходные отверстия 8. Внутри стакана 6 со стороны переднего дна двигателя 1 жестко установлена полая разрезная втулка 9 с радиальными выступами 10 на внутренней поверхности. В полости втулки 9 размещена навеска пиротехнического состава 11. В дне стакана 6, по его оси симметрии, установлен ступенчатый поршень 12, на котором с упором в торец пиротехнического состава 5, заключенного в разрушаемую оболочку 13, закреплен компенсатор 14, выполненный из упругого материала, например из губчатой резины. Включение двигателя осуществляется с помощью электрозапала 15.

Предлагаемый РДТТ работает следующим образом. Включение двигателя осуществляется с помощью электрозапала 15, который поджигает навеску пиротехнического состава 11, размещенную в полости втулки 9. Радиальные выступы 10 предотвращают ее выбрасывание в камеру двигателя через расходные отверстия 8 плетеного стакана 6. Продукты горения навески пиротехнического состава 11 поджигают пиротехнический состав 5, размещенный в перфорированном корпусе воспламенительного устройства 4. Истекая через расходные отверстия 8 продукты сгорания пиротехнического состава 5 воспламеняют заряд 2, продукты сгорания которого истекают в атмосферу через сопло 3 и создают тягу двигателя.

Масса пиротехнического состава воспламенительного устройства и геометрические размеры конструктивных элементов определяются в каждом конкретном случае расчетным путем и уточняются в процессе экспериментальной отработки двигателя.

Таким образом, предложенная конструкция позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива в широком температурном диапазоне применения при его минимальной массе.