Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в импульсных ракетных двигателях твердого топлива. Сущность изобретения: двигатель выполнен с полузамкнутой со стороны порохового заряда форкамерой, в которой напротив центральной трубки с инициатором размещена воспламенительная навеска. Форкамера 6 образована со стороны соплового блока 2 полутором с цилиндрической юбкой из упругого материала, преимущественно резины, армированным напротив центральной трубки 4 жестким вкладышем. Со стороны порохового заряда 3 воспламенительная навеска поджата лепестковым прижимом с осевым отверстием, закрепленным на конце центральной трубки 4. Проходные сечения между лепестками прижима выполнены увеличивающимися к периферии, а наружный диаметр лепестков выполнен меньшим внутреннего диаметра цилиндрической юбки. 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

   С помощью Яндекс:  

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2062344
Класс(ы) патента: F02K9/08
Номер заявки: 93006618/06
Дата подачи заявки: 03.02.1993
Дата публикации: 20.06.1996
Заявитель(и): Конструкторское бюро приборостроения
Автор(ы): Михайлин Л.Н.; Глухарев Н.Н.; Алешичев И.А.; Большаков А.Н.; Ермолаев А.М.
Патентообладатель(и): Конструкторское бюро приборостроения
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях на твердом топливе, преимущественно импульсных (время работы не более 0,3 с), используемых в качестве стартовых двигателей, работающих при движении в стволе-контейнере. При этом актуальной проблемой является условие безопасности, обусловливаемое необходимостью выгорания топлива к моменту выхода ракеты из контейнера, т.е. стабильностью внутрибаллистических характеристик давления и времени работы. А эти характеристики в значительной мере связаны со стабильностью воспламенения порохового заряда.
Известен воспламенитель ракетного двигателя твердого топлива [1] который представляет собой вкладной пустотелый литой корпус с одним или несколькими трубчатыми отводами, содержащими таблетки из воспламенительной смеси. Через радиальные каналы полость отводов сообщается с продольными каналами в заряде твердого топлива. В эластичной трубке содержится первичный воспламенительный состав с электровоспламенителем.
Воспламенитель в целом укреплен на пружинных амортизаторах или опирается непосредственно на поверхность заряда твердого топлива. Этот воспламенитель надежно поджигает внутреннюю поверхность монолитного канального порохового заряда.
В связи с тем, что в импульсных ракетных двигателях обычно используется тонкосводный трубчатый порох с наружным диаметром в несколько мм, расположить в каждой трубке описанную конструкцию отводов не представляется возможным.
Анализ состояния развития техники в данной области позволил выявить наиболее близкое техническое решение конструкцию ракетного двигателя твердого топлива [2] являющуюся прототипом предложенного решения. Этот ракетный двигатель содержит камеру сгорания, сопловой блок, заряд твердого топлива, в канале которого размещена перфорированная трубка с инициатором и воспламенительной навеской.
Однако такой воспламенитель нецелесообразно использовать в импульсных двигателях, обычно снаряжаемых пороховыми зарядами из тонкосводных пороховых элементов. Размещение перфорированного воспламенителя в канале такого заряда приводит к интенсивному разрушению пороховых элементов.
К недостатку конструкции можно отнести недостаточную безопасность при стрельбе ракетой, выстреливаемой из ствола-контейнера, обусловленную нестабильностью момента догорания всего порохового заряда к моменту вылета ракеты из ствола-контейнера. Объясняется это тем, что воспламенительная навеска, размещенная в трубке, частично выбрасывается в полость двигателя в виде невоспламенившихся частиц пороха под действием давления газов электровоспламенителя с другой стороны трубки. При этом снижается величина охвата пламенем воспламенителя порохового заряда, что, в свою очередь, ведет к его неравномерному горению по длине и не позволяет сгореть заряду за небольшой промежуток времени до выхода из контейнера ракеты. Догорание заряда после выхода из контейнера может привести к поражению стрелка.
Целью настоящего изобретения является повышение обеспечения безопасности при стрельбе путем повышения стабильности сгорания порохового заряда в ракетном двигателе.
Указанная цель достигается тем, что двигатель снабжен полузамкнутой со стороны порохового заряда форкамерой, где размещена напротив центральной трубки воспламенительная навеска.
Форкамера образована со стороны соплового блока полутором с цилиндрической юбкой из упругого материала, преимущественно резины, армированным напротив центральной трубки жестким вкладышем При этом со стороны порохового заряда воспламенительная навеска поджата лепестковым прижимом с осевым отверстием, закрепленным на конце центральной трубки. Проходные сечения между лепестками прижима выполнены увеличивающимися к периферии, а наружный диаметр лепестков меньше внутреннего диаметра цилиндрической юбки.
Предложенная конструкция РДТТ представлена на чертеже, где на фиг.1 показан общий вид двигателя в разрезе, на фиг.2 воспламенительное устройство в увеличенном масштабе, на фиг.3 вид по стрелке Б на фиг.2.
Двигатель содержит камеру 1 с многосопловым блоком 2, щеточный пороховой заряд 3 с установленной в его канале центральной трубкой 4. На входе трубки установлен электровоспламенитель 5. Между соплами многосоплового блока 2 размещена полузамкнутая форкамера 6, где размещена напротив центральной трубки воспламенительная навеска 7. Форкамера образована со стороны соплового блока полутором 8 с цилиндрической юбкой 9 из резины и армирована напротив центральной трубки жестким металлическим вкладышем 10. Со стороны порохового заряда воспламенительная навеска поджата упругим лепестковым прижимом 11 с осевым отверстием 12, закрепленным на конце центральной трубки.
Проходные сечения 13 между лепестками прижима выполнены увеличивающимися к периферии, а между габаритными размерами по диаметру лепестков и внутреннему диаметру цилиндрической юбки образован зазор 14, т.е. наружный диаметр лепестков прижима выполнен меньшим внутреннего диаметра цилиндрической юбки. Работа описанного устройства заключается в следующем. При срабатывании электровоспламенитель 5 через центральную трубку 4 и отверстие 12 в прижиме форсом огня поджигает воспламенительную навеску 7. Поджатие навески лепестковым прижимом 11 обеспечивает воспламенение навески без разбрасывания зерен пороха до их воспламенения. При этом жесткий металлический вкладыш 10 рассеивает форс пламени электровоспламенителя 5 по всему объему воспламенительной навески, обеспечивая условия единообразия ее зажжения. Продукты сгорания воспламенительной навески направляются через проходные сечения 13 между лепестками и через зазор 14 на торец порохового заряда 3 равномерно по всей поверхности. Единообразие по давлению при горении воспламенительной навески обеспечивается упругой цилиндрической юбкой 9, которая при возрастании давления отгибается на большую величину, регулируя тем самым величину давления. Увеличивающиеся проходные сечения между лепестками прижима, переходящими в кольцевой зазор 14, обеспечивают равномерное рассеивание продуктов горения воспламенителя по поверхности порохового заряда. Такая организация воспламенения, как показали испытания, позволяет значительно повысить стабильность зажжения и сгорания порохового заряда в импульсном ракетном двигателе с малым временем работы до 0,3 с, что позволяет повысить базопасность при стрельбе ракетами с таким ракетным двигателем. При этом повышается эффективность использования воспламенительной навески.
Источники информации:
1. Акц. заявка Великобритании N 1301616, опубл. 4 января 1973 г, F 02 K 9/00
2. Ракетный двигатель, описанный в книге Т.М.Мелькумова и др. "Ракетные двигатели", М. Машиностроение, -1976 г. стр.387.
Формула изобретения: Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, сопловой блок, заряд твердого топлива, в канале которого размещена центральная трубка с инициатором, и воспламенительную навеску, отличающийся тем, что в нем на заднем днище камеры сгорания установлен поджатый со стороны заряда лепестковым прижимом вкладыш, в котором размещена воспламенительная навеска, причем по периферии вкладыша с образованием форкамеры установлена обечайка, выполненная в виде полутора с цилиндрической юбкой из упругого материала, а лепестковый прижим выполнен с осевым отверстием и закреплен на конце центральной трубки, при этом проходные сечения между лепестками прижима выполнены увеличивающимися к периферии, а лепестки выполнены с наружным диаметром, меньшим внутреннего диаметра цилиндрической юбки.