RU2726835C2

RU2726835C2 - Ракетный двигатель твердого топлива

Info

Publication number: RU2726835C2
Application number: RU2018135384A
Authority: RU
Inventors: Роман Дамирович Гинятуллин
Original assignee: Роман Дамирович Гинятуллин
Priority date: 2018-10-05
Filing date: 2018-10-05
Publication date: 2020-07-15
Also published as: RU2018135384A; RU2018135384A3

Abstract

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. Двигатель содержит камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью, заряд, скрепленный с камерой сгорания, воспламенитель и, в отличие от прототипа, снабжен профилированной полой вставкой, расположенной внутри камеры сгорания соосно соплу на заданном расстоянии от него. Двигатель имеет более простую конструкцию, позволяющую снизить стоимость двигателя, а также обеспечивает стабильную работу двигателя при практически максимальной величине его мощности. 1 ил.

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

При создании ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ), используемого на подводных лодках, одной из главных задач, решаемых конструкторами, является уменьшение габаритов ракеты (главным образом длины), при сохранении эффективности работы двигателя (мощности, времени работы и других параметров).

Известен «Ракетный двигатель твердого топлива» (патент RU №2429368, МПК F02K 9/28, 9/32(2006.01), опубл. 20.09.2011, Бюл. №26), состоящий из камеры сгорания, имеющей цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием, и скрепленного с камерой сгорания заряда, состоящего из двух частей, разделенных перегородкой, при этом меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного топлива, а большая - из высокотемпературного топлива. Между утопленной частью сопла и низкотемпературным зарядом соосно соплу расположен цилиндр, упирающийся в перегородку и в заднее днище, а на боковой поверхности цилиндра по окружности выполнены отверстия, оси которых перпендикулярны к оси сопла, при этом суммарную площадь этих отверстий выбирают из условия обеспечения расхода продуктов сгорания низкотемпературного топлива в диапазоне 2-3% от расхода продуктов сгорания высокотемпературного топлива. Данный ракетный двигатель выбран в качестве прототипа.

В указанной конструкции горящие газы над соплом используются для управления ракетой или для поворота сопла. Но такая конструкция РДТТ крайне сложна, как при изготовлении, так и при эксплуатации. Кроме того, тяга, используемая для управления от исходящих газов излишняя по мощности, и в силу этого общая эффективность (мощность) двигателя уменьшается в сравнении с классической схемой размещения сопла.

Техническая проблема, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в упрощении конструкции РДТТ с утопленным соплом и снижении ее стоимости, а также обеспечение стабильной работы двигателя и при максимальной величине его мощности.

Техническая проблема решается за счет того, что заявляемый ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью, заряд, скрепленный с камерой сгорания, воспламенитель, в отличие от прототипа снабжен профилированной полой вставкой, расположенной внутри камеры сгорания соосно соплу на заданном расстоянии от него.

За счет введения профилированной полой вставки, расположенной соосно основному соплу на заданном расстоянии от него, образуется канал, который разворачивает поток (струю) горящих газов из донной зоны и выводит эти газы в сопло двигателя, таким образом, что векторы потоков газов из основного объема двигателя и донной зоны будут сонаправлены, в результате чего предотвращается их турбулентность (столкновение) на выходе из сопла РДТТ, что позволяет обеспечить стабильную работу двигателя при максимальной величине его мощности.

Таким образом, заявляемая конструкция РДТТ позволяет снизить стоимость двигателя (за счет уменьшения общей длины и, следовательно, уменьшения габаритов пускового устройства).

Изобретение поясняется фигурой, на которой схематично показан заявляемый ракетный двигатель.

Двигатель содержит камеру 1 сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, заряд 2 твердого топлива, скрепленный с камерой 1 сгорания, воспламенитель 3. На заднем днище установлено сопло 4 с утопленной частью. Внутри камеры 1 сгорания соосно соплу 4 на заданном расстоянии от него, в данном примере выполнения одна, расположена профилированная вставка 5.

Заявляемый РДТТ работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя 3 возгорается внутренняя поверхность заряда 2 твердого топлива, продукты сгорания 6, вытекая через сопло 4, формируют тягу двигателя. Кроме того, происходит также возгорание заряда 2 твердого топлива, находящегося в придонной зоне 7. Горящий поток из зоны 7 между стенками сопла 4 и профилированной вставки 5 поворачивается в образованный между ними канал и попадает в основной поток 6 горящих газов (продуктов сгорания), уводя их в сопло 4 двигателя, таким образом, что встреча потока из зоны 7 с основным потоком происходит на выходе из сопла 4 почти без «столкновения», когда векторы потоков газов сонаправлены, в результате смешение горящих потоков газов происходит без турбулентности.

Таким образом, заявляемый РДТТ имеет более простую конструкцию, позволяющую снизить стоимость двигателя, а также обеспечивает стабильную работу двигателя при практически максимальной величине его мощности.

Claims

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью, заряд, скрепленный с камерой сгорания, воспламенитель, отличающийся тем, что снабжен профилированной полой вставкой, расположенной внутри камеры сгорания соосно соплу на заданном расстоянии от него.