регулируемый ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину и узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, отличающийся тем, что содержит датчик температуры, вмонтированный в камеру сгорания, воспламенитель, установленный в днище камеры сгорания, и узел гидрогашения, содержащий форсунку, находящуюся в камере сгорания, датчик расхода и электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента, установленный в корпусе пневмогидроаккумулятора, при этом на штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения, а двигатель имеет две подсистемы регулирования, первая из которых включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой, при этом все датчики связаны с бортовой электронной вычислительной машиной, а вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения, при этом датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах.

Известный ракетный двигатель (патент RU №2171389, кл. 7 F02K 9/80 опубликован 2001.07.27), содержащий корпус, заряд, сопло, гидравлический узел, стакан, поршень, жидкий хладагент, форсуночный блок, регулируемый дроссель.

Недостатки этой схемы:

- заключаются в том, что в данном техническом решении можно только выключать двигатель;

- сложность изготовления движущихся деталей, находящихся в высокотемпературном потоке;

- обеспечение необходимого зазора в сопрягающихся местах.

Ракетный двигатель по патенту RU №2088788, кл. F02K 9/92, опублик. 1997.08.27 содержит обойму, установленную на сопловом блоке, зафиксированную относительно корпуса крепежными элементами, фланец обоймы имеет заходный конус, обеспечивающий центрирование обоймы относительно корпуса соплового блока. Конус формирует в процессе отсечки тяги из выступающего внутрь корпуса пакета колец круговой клин, образующий вместе с корпусом самотормозящую кинематическую пару.

Недостаток этой схемы состоит в том, что невозможно регулировать тягу двигателя.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является управляемый ракетный двигатель по патенту США №3059425 [Петренко В.И. и др. "РДТТ с регулируемым модулем тяги", Миасс, Издательство ГРЦ "КБ им. Академика В.П.Макеева", 1994, с.209-210, рис.7.14], который состоит из камеры сгорания, центрального тела, критического сопла и системы управления.

Недостаток этой схемы в том что, останов двигателя не эффективен.

Но общий недостаток этих схемных решений заключается в том, что они позволяют либо выключать двигатель или регулировать.

Задачей изобретения является повышение качества регулирования величины тяги и надежного останова двигателя.

Поставленная задача достигается тем, что регулируемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгоранию, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину и узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, в отличие от прототипа содержит датчик температуры, вмонтированный в камеру сгорания, воспламенитель, установленный в днище камеры сгорания, и узел гидрогашения, содержащий форсунку, находящуюся в камере сгорания, датчик расхода и электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента, установленный в корпусе пневмогидроаккумулятора, при этом на штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения, а двигатель имеет две подсистемы регулирования, первая из которых включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой, при этом все датчики связаны с бортовой электронной вычислительной машиной, а вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения, при этом датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 представлена принципиальная схема предложенного ракетного двигателя твердого топлива, в отличие от прототипа состоящая из двух подсистем регулирования (первая подсистема регулирования состоит из управления критическим сечением сопла, а вторая подсистема из системы гашения твердого топлива вводом жидкого хладагента). На фиг.2 представлена принципиальная схема гашения твердого топлива жидким хладагентом.

Первая подсистема регулирования содержит камеру 1 сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива 2, исполнительным механизмом 3 управляет критическим сечением сопла 4 ракетного двигателя, датчик перемещения 5 закреплен на штоке исполнительного механизма, узел гидрогашения 6, датчик температуры 7 и датчик давления 8 вмонтированы в корпус камеры сгорания 1, датчики обратной связи 9 и 10 связаны с бортовой электронной вычислительной машины 11, воспламенитель 12 установлен в днище камеры сгорания.

Вторая подсистема регулирования содержит узел гидрогашения 6, включающий форсунку 13, которая вмонтирована в корпус камеры сгорания, датчик расхода 14, установленный на напорной линии трубопровода 15, клапан электромагнитный 16, пневмогидроаккумулятор 17, который включает датчик давления 18, жидкий хладагент 19, твердое топливо 20, и бортовую электронную вычислительную машину 11 (фиг.2).

Работает ракетный двигатель твердого топлива следующим образом.

Первая подсистема регулирования работает следующим образом (фиг.1). После запуска двигателя при помощи воспламенителя 12 бортовая электронная вычислительная машина 11 по заданному сигналу принимает показания датчика перемещения 5, датчика температуры 7, датчика давления 8 сравнивает их значения с заданными. Бортовая электронная вычислительная машина 11 по заданному закону подает команды на управление исполнительным механизмом 3, который управляет центральным телом. С увеличением или падением давления в камере сгорания исполнительный механизм 3 по команде от бортовой электронной вычислительной машины 11 поддерживает заданное значение давления в камере сгорания. Сбор информации собирается с датчиков 5, 7, 8 посредством бортовой электронной вычислительной машины 11.

Вторая подсистема регулирования ракетного двигателя твердого топлива многократного включения (останов двигателя) работает следующим образом (фиг.2).

По команде от бортовой электронной вычислительной машины 11 пневмогидроаккумулятор 17 при воспламенении заряда 20 создает определенное давление, равное впрыску, которое заранее рассчитано и заложено в программу бортовой электронной вычислительной машины 11. По заданному закону и после сигнала от датчика давления 18 фиксируют на бортовой электронной вычислительной машины 11 момент готовности узла гидрогашения 6 к работе, после чего от бортовой электронной вычислительной машины 11 подают сигнал на открытие электромагнитного клапана 16, и через форсунку 13 жидкий хладагент 19 по напорной линии трубопровода 15 поступает в камеру сгоранию ракетного двигателя. Отключение электромагнитного клапана 16 происходит по команде от бортовой электронной вычислительной машины 11, расход жидкости измеряется датчиком расхода 14, подача жидкого хладагента 19 в камеру сгорания осуществляет по заданному закону, который заложен в бортовой электронной вычислительной машине, т.е. порция впрыска от 100...3000 г.

Заявленное изобретение позволяет качественно регулировать величину тяги и обеспечивает надежное выключение ракетного двигателя твердого топлива.