RU159486U1

RU159486U1 - Ракетный двигатель твердого топлива

Info

Publication number: RU159486U1
Application number: RU2015142428/06U
Authority: RU
Inventors: Владимир Яковлевич Ниязов; Валерий Вячеславович Новиков
Priority date: 2015-10-07
Filing date: 2015-10-07
Publication date: 2016-02-10

Abstract

1. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с передним дном и многосопловым блоком, воспламенитель с электрозапалом на переднем дне корпуса и пороховой заряд в виде цилиндрического тела с центральным отверстием, отличающийся тем, что вкладной пороховой заряд установлен в корпусе с равномерным зазором между корпусом и пороховым зарядом и зафиксирован проставками из медленно горящих материалов, размещенными между наружной поверхностью порохового заряда и внутренней поверхностью корпуса двигателя, ширина и высота проставок выбирается в соответствии с заданной начальной поверхностью горения порохового заряда.2. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что проставки выполняются из твердого ракетного топлива.

Description

Полезная модель относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива, преимущественно с вкладным пороховым зарядом и может быть использована при разработке зарядов твердого ракетного топлива и ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

Известен ракетный двигатель патент RU 2297547 МПК F02K 9/98, содержащий корпус с передним дном и многосопловым блоком, воспламенитель с электрозапалом на переднем дне корпуса и вкладной пороховой заряд в виде цилиндрического тела с центральным отверстием.

Недостатком данной конструкции РДТТ является возможность осевого смещение заряда в пределах имеющихся осевого и радиального зазоров при воздействии на РДТТ эксплуатационных нагрузок. При перекосе заряда с одной стороны происходит частичное или полное перекрытие радиального зазора между зарядом и внутренней поверхностью корпуса, с диаметрально. противоположной стороны зазор увеличивается. В этом случае существенно возрастает окружная неравномерность газового потока от горящей поверхности заряда к соплам, что приводит к повышенному начальному эксцентриситету тяги РДТТ с одновременной потерей продольного импульса реактивной силы. Кроме того большая начальная поверхность горения такого типа заряда, приводит к повышенному начальному уровню давления в камере РДТТ с соответствующей неравномерностью тяги двигателя и необходимостью повышения прочностных характеристик его корпуса.

Целью предлагаемой полезной модели является уменьшение эксцентриситета тяги двигателя и повышение надежности и равномерности работы РДТТ.

Поставленная цель достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива имеет вкладной пороховой заряд, установленный в корпусе с равномерным зазором между корпусом и пороховым зарядом и зафиксированный проставками из медленно горящих материалов, размещенными между наружной поверхностью порохового заряда и внутренней поверхностью корпуса двигателя. Ширина и высота проставок выбирается в соответствии с заданной начальной поверхностью горения порохового заряда. Проставки изготавливаются из медленно горящих материалов (например из древесины) или твердого ракетного топлива. Крепление проставок к наружной поверхности заряда возможно осуществлять склеиванием.

На фигуре изображена схема предлагаемого РДТТ.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус (1) с передним дном (2) и многосопловым блоком (3), воспламенитель (5) с электрозапалом (6), размещенные на переднем дне (2) корпуса (1), вкладной пороховой заряд (4) и проставки (7).

Работает двигатель следующим образом. При срабатывании электрозапала (6) зажигается воспламенитель (5), инициируя воспламенение порохового заряда (4). Продукты сгорания воспламенителя (5) и заряда (4) соосно конструктивной оси РДТТ истекают через центральное отверстие заряда и зазоры между наружной поверхностью заряда (4) и внутренней поверхностью корпуса (1), одновременно поступая ко всем соплам блока (3), обеспечивая равномерную тягу каждого сопла. Снижение начальной величины давления в корпусе (1) и соответствующей неравномерности суммарной тяги РДТТ по времени работы достигается уменьшением начальной площади горения заряда подбором ширины L проставок (7). Использование проставок из твердого ракетного топлива позволит повысить суммарный импульс тяги.

Таким образом, полезная модель снижает эксцентриситет тяги двигателя путем повышения равномерности истечения газов из сопел двигателя и повышает равномерность суммарной тяги в процессе работы двигателя, а также надежность работы за счет снижения начального давления в РДТТ.

Claims

1. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с передним дном и многосопловым блоком, воспламенитель с электрозапалом на переднем дне корпуса и пороховой заряд в виде цилиндрического тела с центральным отверстием, отличающийся тем, что вкладной пороховой заряд установлен в корпусе с равномерным зазором между корпусом и пороховым зарядом и зафиксирован проставками из медленно горящих материалов, размещенными между наружной поверхностью порохового заряда и внутренней поверхностью корпуса двигателя, ширина и высота проставок выбирается в соответствии с заданной начальной поверхностью горения порохового заряда.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что проставки выполняются из твердого ракетного топлива.