ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет, содержащий камеру, включающую цилиндрический корпус, разъемно скрепленный с передним днищем и задним шпангоутом, размещенный в камере бронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива торцевого горения, воспламенитель, сопловой блок, патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, с нанесенным изнутри теплозащитным покрытием, переключатель режима работы двигателя, электрокоммуникации, проходящие через двигатель, отличающийся тем, что в нем корпус камеры выполнен двухслойным, состоящим из внешней цилиндрической обечайки и внутренней, снабженной кольцевыми ребрами, неразъемно соединенными с ней, в каждом из которых выполнены продольные прорези, ориентированные в одном сечении, а в переднем днище и заднем шпангоуте проложены каналы, ориентированные в том же сечении, что и продольные прорези в ребрах, образуя сквозной продольный коммуникационный паз, внутри которого проложены электрокоммуникации; сопловой блок выполнен цилиндрическим и оснащен двумя последовательно установленными вкладышами, отношение диаметров критических сечений которых равно 1,5, причем вкладыш с наименьшим диаметром критического сечения выполнен с возможностью его сброса и зафиксирован в корпусе соплового блока с помощью стопорного устройства, например, шарикового замка; патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, оснащен кожухом, установленным с зазором вокруг патрубка и разъемно герметично соединенным со шпангоутом камеры, при этом полость зазора на входе сообщена с окружающей средой при помощи ряда сквозных отверстий в шпангоуте, расположенных под углом 60° к оси двигателя; переключатель режима работы двигателя выполнен в виде отдельного блока.

2. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по п.1, отличающийся тем, что в нем кольцевые ребра выполнены шириной 0,0625 от калибра двигателя (d), а расстояние между ними равно 0,141d.

3. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что ширина прорези в кольцевых ребрах составляет 0,101d.

4. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что число образованных сквозных продольных коммуникационных пазов, симметрично расположенных в поперечном сечении, не превышает трех.

5. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по п.1, отличающийся тем, что наружный диаметр цилиндрического соплового блока 0,24 от калибра двигателя d, а внутренний диаметр 0,1d.

6. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет по п.1, отличающийся тем, что переключатель режима работы двигателя включает пиропатрон, раздаточную коробку, газоход, на входе соединенный с раздаточной коробкой, а на выходе - со стопорным устройством.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе, и может быть использовано в подводных противолодочных ракетах.

Известны ракетные двигатели на твердом топливе для авиационных противолодочных ракет (Е.С.Шахиджанов, А.Ф.Мяндин. "Реактивные двигатели на твердом топливе для подводных скоростных и высокоскоростных ракет". Сборник статей по проблемам движения тел в жидкости с большими скоростями. ЦАГИ, М., 2002, стр.86-88).

Известные двигатели на твердом топливе для авиационных противолодочных ракет содержат камеры, заряды твердого топлива торцевого горения, размещенные в камерах, элементы крепления зарядов в камере, сопловые блоки, теплозащитные покрытия.

Известен ракетный двигатель на твердом топливе для авиационных противолодочных ракет (М.П.Лисичко. "Авиационная противолодочная ракета АПР-2Э". М.: "Военный парад"; №3, 4 (март-апрель) 1996 г.; стр.100-101, 165, содержащий камеру, состоящую из корпуса в виде однослойной обечайки размером в калибр двигателя (он же калибр подводной ракеты), переднее днище и задний шпангоут. В камере размещены заряд твердого топлива торцевого горения с воспламенительным устройством, элемент крепления заряда к переднему днищу камеры. Сопловой блок вынесен. Снаружи обечайки камеры и корпуса ракеты монтирован гаргрот, внутри которого размещены электрокоммуникации, проходящие из кормовой части в головную. Гаргрот выходит за пределы ракеты и калибра, что, во-первых, приводит к увеличению гидродинамического сопротивления и, во-вторых, влечет за собой трудности по размещению ракеты с данным двигателем в транспортно-пусковых контейнерах надводных и подводных кораблей, что сужает область применения противолодочных ракет данного типа. Расположенный снаружи корпуса ракеты и обечайки двигателя гаргрот к тому же усложняет конструкцию ракеты, так как требует наличия герметичных вводов для электрокоммуникации.

Ракетный двигатель на твердом топливе для авиационной противолодочной ракеты АПР-2Э является наиболее близким техническим решением, и он выбран в качестве прототипа. Двигатель-прототип не имеет системы переключения режимов работы для изменения тяги, что снижает эффективность применения ракеты.

Изобретением решается задача повышения боевой эффективности противолодочных ракет, упрощения их конструкции и расширения области их использования (предлагаемый ракетный двигатель на твердом топливе может применяться не только в авиационных противолодочных ракетах, но и в подводных противолодочных ракетах, размещаемых в транспортно-пусковых контейнерах надводных и подводных кораблей).

Для достижения этого технического результата в предлагаемом ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем камеру, включающую цилиндрический корпус, разъемно скрепленный с передним днищем и задним шпангоутом, размещенный в ней бронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива торцевого горения, воспламенитель, тарель крепления заряда к переднему днищу, теплозащитное покрытие, отнесенный сопловой блок, патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, переключатель режима работы двигателя, электрокоммуникации, корпус камеры выполнен двухслойным, состоящим из цилиндрических внешней и внутренней обечаек, из которых внутренняя обечайка снабжена кольцевыми ребрами, неразъемно скрепленными с ней.

Зазор между наружной и внутренней обечайками дает возможность проложить электрокоммуникации, обеспечивающие связь системы управления, размещенной в головной части ракеты, с исполнительными механизмами, расположенными в ее кормовой части (например, электрический рулевой привод). Зазор между оболочками обечайки обеспечен кольцевыми ребрами, жестко скрепленными с внутренней оболочкой обечайки, при этом в ребрах выполнены продольные прорези, ориентированные в одном сечении, а в переднем днище и заднем шпангоуте камеры проложены продольные каналы, ориентированные в том же сечении, что и прорези в кольцевых ребрах, образуя сквозной продольный коммуникационный паз, в котором и размещены электрокоммуникации.

Сопловой блок снабжен вкладышами с различными площадями критических сечений, причем вкладыш с меньшей площадью критического сечения выполнен с возможностью сброса его и снабжен стопорным устройством, выполненным, например, в виде шарикового замка. Разблокировка стопорного устройства осуществляется переключателем режимов работы двигателя.

Патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, оснащен кожухом, охватывающим его и установленным с зазором между кожухом и патрубком, в полость которого поступает вода, охлаждая патрубок и сопловой блок.

На выходе из соплового блока установлена отделяемая, герметично соединенная с ним крышка.

Предлагаемый ракетный двигатель на твердом топливе иллюстрируется чертежами, представленными на фиг.1, 2.

На фиг.1 показан общий вид ракетного двигателя на твердом топливе для подводных ракет. На фиг.2 показан продольный разрез соплового блока двигателя.

Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет (фиг.1) содержит камеру, включающую корпус, разъемно скрепленный с передним днищем 3 и шпангоутом 6, размещенный в камере бронированный по наружной поверхности заряд твердого топлива 1 торцевого горения, воспламенитель 2, патрубок 7, сопловой блок 9, кожух 8, установленный с зазором вокруг патрубка 7 и разъемно скрепленный со шпангоутом 6; переключатель режима работы двигателя, расположенный над кожухом 8, выполненный в виде отдельного блока, состоящий из пиропатрона 15, ввернутого в раздаточную коробку 22, к которой пристыкован газоход 16, соединенный с устройством, выполненным, например, в виде шарикового замка, отделяемую герметизирующую крышку 21, монтированную на срезе соплового блока 9.

Патрубок состоит из конической части, которая разъемно пристыкована к шпангоуту 6, и цилиндрической, скрепленной с сопловым блоком 9. Коническая часть патрубка, будучи разъемно пристыкованной к шпангоуту 6, формирует заднее днище камеры предлагаемого двигателя.

На внутренние поверхности камеры 3, патрубка 7 и соплового блока 9 (фиг.1, фиг.2) нанесено теплозащитное покрытие. Корпус камеры выполнен в виде двухслойной обечайки, имеющей цилиндрическую наружную оболочку 5 и внутреннюю 4, снабженную кольцевыми ребрами 12, неразъемно скрепленными с ней.

В ребрах 12 выполнены продольные прорези, ориентированные в одном сечении, а в переднем днище 3 и шпангоуте 6 проложены продольные каналы, ориентированные в том же сечении, что и прорези в ребрах 12, формируя сквозной продольный коммуникационный паз, в котором расположены электрокоммуникации 13, проходящие через двигатель. Общее число продольных коммуникационных пазов, расположенных симметрично в поперечном сечении, не превышает трех, при этом ширина прорези в ребрах 12 составляет 0.101d. Наружный диаметр корпуса камеры равен калибру ракеты. Кольцевые ребра для обеспечения прочности от внутреннего давления и устойчивости к внешнему давлению имеют ширину, равную 0.0625d, а расстояние между ними равно 0.142d. Сопловый блок (фиг.1, фиг.2) выполнен цилиндрическим, разъемно состыкованным с патрубком 7, имеет наружный диаметр d₁, равный 0.24d, внутренний диаметр (d₂) составляет 0.1 калибра двигателя d (он же калибр ракеты). Он оснащен двумя последовательно расположенными вкладышами 10, 11 из жаростойкого материала, имеющими различные площади критических сечений. Отношение диаметров критических сечений d_kp2 к d_kp1 составляет 1.5.

Вкладыш 11 (с меньшим критическим сечением d_kp1) выполнен с возможностью его отделения (сброса) и застопорен в корпусе соплового блока с помощью стопорящего (фиксирующего) устройства, выполненного в виде, например, шарикового замка.

Шариковый замок (фиг.2) имеет наружное кольцо 18, срезаемые штифты 19, сферические шарики замка 20.

Кожух 8, расположенный с зазором вокруг корпуса патрубка 7, соединяющего сопловой блок с камерой, с одной стороны пристыкован к шпангоуту 6, с другой установлен на 4-х продольных выступах, смонтированных на корпусе патрубка 7.

Полость зазора сообщена с обеих сторон с окружающей средой. Со стороны входа эта полость сообщена с полостью отверстий 14, выполненных в шпангоуте 6 и ориентированных к оси двигателя под углом , равным 60°. При движении ракеты отверстия несут функцию статических водозаборников. Вода, проходя по зазору между кожухом 8 и патрубком 7, охлаждает патрубок 7 и корпус соплового блока 9. Дополнительное охлаждение корпуса соплового блока и вкладышей 10, 11 происходит при протекании воды по кольцевому каналу воды, отбираемой из окружающей среды через отверстия 23.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.

Вначале снаряжается двигатель, прокладываются электрокоммуникации 13, устанавливается переключатель режимов работы, патрубок 7 с кожухом 8, сопловой блок 9, фиксирующее устройство (шариковый замок).

Собранный двигатель состыковывается с отсеками подводной ракеты и представляет собой автономный отсек ракеты, который имеет не только механическую связь с ракетой, но и электрическую: для задействования пиропатронов переключателя режима работы двигателя и воспламенителя 2. Запуск предлагаемого двигателя осуществляют с помощью воспламенителя 2 подачей напряжения на его пиропатрон.

Известно, что воспламенитель изготавливается из легко сгораемого материала, содержит пиропатрон и пороховую навеску. Форс огня из воспламенителя, направленный на открытый торец заряда 1, осуществляет поджог заряда твердого топлива. Давление в камере возрастает и им отбрасывается в окружающую среду крышка 21.

Продукты сгорания твердого топлива истекают через сопло вкладыша с диаметром d_kp1, создавая потребную тягу, обеспечивающую заданную скорость движения. Канал электрической связи с пиропатроном воспламенителя 2 после срабатывания пиропатрона отключается автоматикой борта ракеты.

При необходимости оперативного изменения тяги двигателя (режима работы двигателя) вкладыш 11 с меньшим диаметром критического сечения d_kp1 выполнен с возможностью его отделения (сброса) и зафиксирован в корпусе соплового блока стопорным (фиксирующим) устройством, выполненным, например, в виде шарикового замка (фиг.2). Переключение режима работы двигателя происходит в следующей последовательности. По команде из системы управления подводной ракеты подается электрический сигнал на срабатывание пиропатрона 15, газ высокого давления от которого поступает в раздаточную коробку 22, а из нее по газоходу 16 подается в кольцевую полость 17 (фиг.2). Под воздействием газа высокого давления кольцо 18 перемещается в сторону среза соплового блока, срезая штифты 19. Шарики 20 замка освобождаются. Давлением продуктов сгорания вкладыш 11 выбрасывается наружу, в окружающую среду.

Сопловой вкладыш 10 с большим размером критического сечения d_kp2, будучи жестко скрепленным с корпусом соплового блока, обеспечивает работу двигателя с меньшим давлением в камере.

Так как сопротивление движению у подводной ракеты пропорционально квадрату скорости, а величина тяги больше или равна сопротивлению, то изменение тяги ведет к изменению скорости движения, что играет существенную роль для повышения эффективности боевого применения ракеты.

Исключение операций по монтажу гаргрота, имеющего место в двигателе-прототипе, позволяет не только упростить конструкцию, но и улучшить гидродинамические характеристики подводной ракеты, а также расширить область ее применения.