Ракетный двигатель твердого топлива
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при разработке ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно импульсных (время работы не более 0,3 с), используемых в качестве стартовых двигателей, работающих при движении в стволе контейнера. Технической задачей изобретения является повышение безопасности оператора за счет обеспечения стабильного горения порохового заряда, сокращения длины и упрощения конструкции ракетного двигателя твердого топлива. Сущность изобретения заключается в том, что предложенная конструкция ракетного двигателя твердого топлива содержит корпус, в заднем дне которого выполнены периферийные сопловые отверстия, щеточный пороховой заряд, смонтированный на переднем дне корпуса, воспламенительную навеску, размещенную на оси корпуса в отдельной цилиндрической полости, снабженной запальным и расходными отверстиями и газодинамической связью между запальным отверстием и инициатором воспламенительной навески, полость под воспламенительную навеску выполнена в заднем дне корпуса в виде стакана с расположением его дна и части примыкающей к нему боковой стенки между щеточным пороховым зарядом и задним дном корпуса и перекрыта с противоположной стороны ввинченной в нее резьбовой крышкой. Расходные отверстия размещены в окружном направлении между сопловыми отверстиями и выполнены по касательной к внутренней поверхности заднего дна, а запальное отверстие и его газодинамическая связь с инициатором воспламенительной навески образованы сквозным радиальным каналом, выполненным в заднем дне корпуса между его сопловыми отверстиями. Данная полезная модель позволяет использовать всю тепловую энергию газового потока воспламенительной навески для обеспечения равномерного и единообразного воспламенения тонкосводного щеточного порохового заряда, тем самым не позволяя части продуктов сгорания воспламенительной навески истекать наружу, выбив заглушки из части сопловых отверстий. 1 н.п.ф. 1 илл
Изобретение относится к военной 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 контейнера. При этом актуальной проблемой является безопасность оператора, обуславливаемая необходимостью выгорания топлива к моменту выхода ракеты из контейнера, т.е. одновременностью и стабильностью воспламенения порохового заряда, которые позволяют получить стабильные внутрибаллистические параметры.
Известен ракетный двигатель с воспламенителем [Патент РФ №2062344 МПК6 F02К 9/08 бюл. №17, 1996], принятый за аналог настоящего изобретения, который содержит корпус, в заднем дне которого выполнены периферийные сопловые отверстия, щеточный пороховой заряд, смонтированный на переднем дне корпуса с установленной в его канале центральной трубкой, скрепленной с передним дном корпуса и установленной по оси щеточного порохового заряда перед электровоспламенителем. Между задним дном корпуса и щеточным зарядом против центральной трубки установлена воспламенительная навеска, для которой электровоспламенитель является инициатором. Воспламенительная навеска размещена в полузамкнутой полости, образованной со стороны заднего дна корпуса полутором с цилиндрической юбкой из резины, армированной напротив центральной трубки жестким металлическим вкладышем. Со стороны щеточного заряда
воспламенительная навеска, заключенная в оболочку, поджата упругими лепестками прижима с осевым отверстием, установленного на конце центральной трубки. При этом лепестки прижима выполнены радиальными, а их наружный диаметр меньше внутреннего диаметра цилиндрической юбки.
Недостатки аналога вытекают из его конструкции. Так, например, с одной стороны, оболочка воспламенительной навески должна быть выполнена из тонкостенного пленочного материала, в противном случае инициатор (электровоспламенитель) через длинную центральную трубу не сможет сделать в ней запальное отверстие и воспламенить воспламенительный состав, а с другой - тонкая оболочка, также как резиновая манжета и упругие лепестки прижима, не могут создать необходимого подпора для воспламенения воспламенительной навески по всему или большему ее объему, что в пределе приведет к одностороннему разрушению оболочки и такому же одностороннему выбросу из нее холодного воспламенительного состава. Более того, сама оболочка, деформируя упругие лепестки, прижимаясь к пороховому заряду, будет перекрывать среднюю часть последнего от прямого воздействия на него воспламенительного состава. Очевидно, что все это неизбежно приведет к большому разбросу в одновременности воспламенения всех топливных элементов щеточного заряда и его не смогут устранить достаточно мощные сопловые заглушки. Кроме того, в аналоге не предусмотрено крепление манжеты к дну корпуса и прижима к центральной трубке. По этой причине в процессе горения порохового заряда в самый начальный момент, когда имеет место несимметричное течение пороховых газов перед задним дном корпуса, в том числе из-за изложенного выше, и из-за неодновременного сброса сопловых заглушек, прижим и манжета
могут быть увлечены пороховыми газами в сопловые отверстия, что приведет к нарушению режима горения порохового заряда с соответствующими последствиями - вплоть до разрушения двигателя.
Эти недостатки в значительной степени устранены в ракетном двигателе [Патент РФ №2160422 МПК7 F41F 3/045 бюл. №34, 2000] принятом за прототип.
Прототип изобретения содержит корпус с периферийными сопловыми отверстиями в заднем дне, щеточный пороховой заряд, смонтированный на переднем дне корпуса, перфорированную центральную трубку, проходящую по оси щеточного заряда, скрепленную передним концом с передним дном корпуса вокруг дроссельного отверстия в нем, а задним - с жесткой неразрушаемой камерой, образующей полость под воспламенительную навеску. В боковой стенке жесткой камеры выполнены запальное и расходные радиальные отверстия, причем первое радиальным газоводом соединено с инициатором воспламенительной навески, размещенным на стволе гранатомета.
В отличие от аналога в прототипе невоспламененные части воспламенительной навески могут выноситься из жесткой камеры только продуктами сгорания ее воспламененной части, т.е. равномерно через все отверстия, и взаимодействуя с криволинейной внутренней поверхностью корпуса, они будут дробиться, воспламеняться и растекаться, в том числе отражаясь от поверхности заднего дна корпуса вдоль щеточного заряда к переднему дну корпуса. Это значительно повысит одновременность воспламенения всех топливных элементов порохового заряда. Однако этот процесс из-за отсутствия в прототипе ориентации запального и расходных отверстий из полости под
воспламенительную навеску в окружном направлении относительно сопловых отверстий в заднем дне корпуса будет несколько нарушаться и это нарушение может достигнуть максимального значения, когда отверстия совпадут и значительная часть продуктов сгорания воспламенительной навески, выбив заглушки из части сопловых отверстий, будут истекать через них наружу.
К другим недостаткам прототипа можно отнести большую длину его корпуса из-за необходимости размещения жесткой камеры и элементов ее крепления (резьбы) к перфорированной центральной трубке между задним дном корпуса и торцем щеточного порохового заряда, а также вызванную этим сложность конструкции в целом.
Технической задачей изобретения является повышение безопасности оператора за счет обеспечения стабильного горения порохового заряда, сокращения длины и упрощения конструкции ракетного двигателя твердого топлива.
Поставленная техническая задача решена тем, что в предложенной конструкции ракетного двигателя твердого топлива, содержащей корпус, в заднем дне которого выполнены периферийные сопловые отверстия, щеточный пороховой заряд, смонтированный на переднем дне корпуса, воспламенительную навеску, размещенную на оси корпуса в отдельной полости, снабженной запальным и расходными отверстиями и газодинамической связью между запальным отверстием и инициатором воспламенительной навески, полость под воспламенительную навеску выполнена в заднем дне корпуса в виде стакана с расположением его дна и части примыкающей к нему боковой стенки между щеточным зарядом и задним дном корпуса и перекрыта с противоположной стороны ввинченной в нее резьбовой крышкой. Расходные отверстия размещены в окружном направлении
между сопловыми отверстиями и выполнены по касательной к внутренней поверхности заднего дна, а запальное отверстие и его газодинамическая связь с инициатором воспламенительной навески образованы сквозным радиальным отверстием, выполненным в заднем дне корпуса между его сопловыми отверстиями.
Изобретение поясняется чертежами, где изображены на фиг.1 - общий вид ракетного двигателя в разрезе; на фиг.2 - вид по стрелке А на фиг.1.
Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, образованную корпусом 1, с задним дном 2, соединенным посредством резьбового соединения с передним дном 3. В камере сгорания размещен щеточный пороховой заряд 4, закрепленный на переднем дне 3. В заднем дне 2 корпуса 1 расположен сопловой блок с периферийно расположенными в нем сопловыми отверстиями 5 с заглушками 6. Воспламенительная навеска 7, размещена в цилиндрической полости 8 заднего дна 2 на оси корпуса 1. При этом со стороны щеточного заряда 4 цилиндрическая полость 8 ограничена выступом в виде стакана, с расположением его дна и части примыкающей к нему боковой стенки между щеточным пороховым зарядом 4 и задним дном корпуса 2, и перекрыта с противоположной стороны ввинченной в заднее дно корпуса 2 резьбовой крышкой 9. При этом расходные отверстия 10 цилиндрической полости 8 заднего дна 2 выполнены в боковой стенке по касательной к внутренней поверхности заднего дна 2 воспламенительной навески 7. Запальное отверстие 11, и его газодинамическая связь с инициатором воспламенительной навески 7 образованы сквозным радиальным каналом 12, выполненным в заднем дне 2 корпуса 1 между его сопловыми отверстиями 5.
Работа описанного устройства заключается в следующем. При срабатывании электрозапала импульс через запальное отверстие 11 посредством его газодинамической связи, выполненной в виде радиального канала 12 прожигает оболочку воспламенительной навески 7. Предложенная конструкция воспламенительной навески 7, размещенной в цилиндрической полости 8 заднего дна 2, выполненной в виде стакана, не допускает одностороннего разрушения оболочки воспламенительной навески 7, что может привести к неодновременности воспламенения трубок щеточного порохового заряда 4. Продукты сгорания воспламенительной навески 7 через расходные отверстия 10, расположенные в окружном направлении строго между сопловыми отверстиями 5 и выполненные по касательной к внутренней поверхности заднего дна 2, позволяют направлять продукты сгорания по всей поверхности к трубкам щеточного порохового заряда 4. Предложенное расположение расходных отверстий 10 между сопловыми отверстиями 5 позволяет использовать всю тепловую энергию газового потока воспламенительной навески 7 для обеспечения равномерного и единообразного воспламенения тонкосводного щеточного порохового заряда 4, тем самым не позволяя части продуктов сгорания воспламенительной навески 7 истекать наружу, выбив заглушки 6 из части сопловых отверстий 5. Размещение воспламенительной навески 7 в отдельной цилиндрической полости 8, выполненной в виде стакана с обеспечением расположения его дна и части примыкающей к нему стенки между щеточным пороховым зарядом 4 и задним дном 2 корпуса 1, позволяет уменьшить габаритные размеры ракетного двигателя.
Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, в заднем дне которого выполнены периферийные сопловые отверстия, щеточный пороховой заряд, смонтированный на переднем дне корпуса, воспламенительную навеску, размещенную на оси корпуса в отдельной цилиндрической полости, снабженной запальным и расходными отверстиями, и газодинамической связью между запальным отверстием и инициатором воспламенительной навески, отличающийся тем, что полость под воспламенительную навеску выполнена в заднем дне корпуса в виде стакана с обеспечением расположения его дна и части примыкающей к нему боковой стенки между щеточным пороховым зарядом и задним дном корпуса и перекрыта с противоположной стороны ввинченной в нее резьбовой крышкой, при этом расходные отверстия размещены в окружном направлении между сопловыми отверстиями и выполнены по касательной к внутренней поверхности заднего дна, а запальное отверстие и его газодинамическая связь с инициатором воспламенительной навески образованы сквозным радиальным каналом, выполненным в заднем дне корпуса между его сопловыми отверстиями.
