Результат интеллектуальной деятельности: ДВУХРЕЖИМНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА

Предлагаемое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива (РДТТ) преимущественно для авиационных ракет с двухрежимным циклом работы, с возможным интервалом между работой стартового и маршевого двигателей.

Известна конструкция двухрежимного ракетного двигателя по патенту RU №2347931, содержащего переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава, в заряде второго режима рукав и эластичная мембрана содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала. Стропы рукава закреплены на передней крышке, а стропы мембраны закреплены на корпусе и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго включения.

Недостатком указанной конструкции является сложность устройств для закрепления строп в корпусе и на днище, их неполное сгорание во время работы двигателя, создание газодинамического сопротивления стропами, рукавом и эластичной мембраной.

Известна конструкция РДТТ по патенту US №4972673 МПК F02K 9/00, заявка 19.03.1985 оп. 27.11.1990, в РЖ АРД. 1989 г., 2.34.125 П, корпус которого имеет перегородку с отверстием, закрытым заглушкой, разделяющей корпус на два отсека, в которых расположены заряды твердого топлива и воспламенители. Перегородка изготовлена совместно с корпусом из металла или композитного материала. Заглушка приклеена со стороны камеры сгорания первой ступени. Материал заглушки (керамика) способен выдерживать высокие напряжения сжатия при горении заряда первой ступени и разрушается при относительно невысоких напряжениях растяжения, которые возникают в заглушке при воспламенении заряда во второй камере и повышении давления в ней. Заглушка разрушается на мелкие части, которые выбрасываются потоком продуктов сгорания через сопла. Указанная конструкция принята авторами за прототип.

Недостатком указанной конструкции является наличие в продуктах сгорания осколков керамической заглушки, которые могут негативно воздействовать на стенку корпуса двигателя, вкладыши критического сечения сопла, снижая надежность двигателя.

Общим недостатком всех вышеперечисленных конструкций является то, что стартовый и маршевый заряды могут работать только последовательно, без задержки по времени.

Задачей предлагаемого изобретения является создание такой двигательной установки, которая обеспечивала бы несколько режимов работы двигателей: одновременную работу стартового и маршевого двигателей для сокращения времени достижения ракетой цели или последовательную работу стартового и маршевого двигателей с интервалом по времени для увеличения дальности полета ракеты, а также увеличение надежности работы двигателя.

Технический результат достигается тем, что двухрежимная двигательная установка содержит переднюю крышку с воспламенителем стартового двигателя, заднее днище с расположенным на нем воспламенителем маршевого двигателя, последовательно расположенные прочно скрепленные заряды твердого топлива стартового и маршевого двигателя, центральную перегородку, изготовленную заодно с корпусом, делящую корпус на два отсека и являющуюся задним днищем стартового двигателя и одновременно передним днищем маршевого двигателя, а центральная перегородка состыкована с центральным газоходом стартового двигателя, а на заднем днище маршевого двигателя расположены периферийные газоходы, причем заряд стартового двигателя выполнен канально-щелевым, а щели выполнены разновеликими по высоте и чередующимися между собой, при этом высота большей щели L₁ составляет (0,7÷0,8)e_o, высота малой щели L₂ составляет (0,4÷0,5)е_о, где e_o - полный горящий свод стартового заряда, а заряд маршевого двигателя выполнен в виде заряда торцевого горения и разделен от центральной перегородки манжетой с рукавом маршевого двигателя, прочно скрепленной с зарядом торцевого горения.

Сущность изобретения представлена на фиг.1, где

1 - передняя крышка стартового двигателя;

2 - воспламенитель стартового двигателя;

3 - заднее днище маршевого двигателя;

4 - воспламенитель маршевого двигателя;

5 - заряд канально-щелевой формы стартового двигателя;

6 - заряд торцевого горения маршевого двигателя;

7 - центральная перегородка;

8 - манжета с рукавом маршевого двигателя;

9 - центральный газоход стартового двигателя;

10 - центральный сопловой блок стартового двигателя;

11 - периферийные газоходы маршевого двигателя.

Двухрежимная двигательная установка работает следующим образом: при срабатывании воспламенителя 2 стартового двигателя, закрепленного на передней крышке 1 стартового двигателя, происходит воспламенение канально-щелевого заряда 5 стартового двигателя. Истечение продуктов сгорания происходит по центральному газоходу 9 стартового двигателя через центральный сопловой блок 10 стартового двигателя. Заряд стартового двигателя выполнен канально-щелевым. Причем для обеспечения поверхности горения заряда, близкой к нейтральному закону горения с наименьшими предельными отклонениями, щели выполнены с разными размерами по высоте и чередующимися между собой: щели с большим размером L₁ по радиусу имеют радиальный размер (0,7÷0,8)e_o. Большие щели чередуются с малыми по высоте щелями L₂, радиальный размер малых (0,4÷0,5)e_o, что иллюстрируется фигурой 2, где e_o - полный горящий свод заряда стартового двигателя; L₁ - радиальный размер большей щели; L₂ - радиальный размер малой щели.

При размерах большей щели L₁=0,6 или 0,9 и меньшей щели L₂=0,3 или 0,6 увеличатся разбросы поверхности горения заряда от среднего значения по сравнению с предлагаемым решением, что приведет к нестабильным характеристикам работы стартового двигателя.

После начала работы заряда стартового двигателя 5 одновременно или с определенным интервалом по времени подается импульс на воспламенитель 4, установленный на заднем днище маршевого двигателя. Воспламеняется заряд торцевого горения 6, истечение продуктов сгорания происходит через периферийные газоходы 11 маршевого двигателя и горение заряда по торцевой части обеспечивается путем закрытия горящей поверхности переднего торца центральной перегородкой 7, являющейся одновременно задним днищем стартового двигателя и передним днищем маршевого двигателя и манжетой с рукавом 8 маршевого двигателя, прочно скрепленной с зарядом торцевого горения.

Наличие манжеты с рукавом обеспечивает закрытие горящей поверхности переднего торца и канала заряда маршевого двигателя для надежной работы двигателя.

Такое истечение продуктов сгорания через центральный газоход 9 стартового двигателя и периферийные газоходы 11 маршевого двигателя позволяет обеспечить последовательную с задержкой по времени или одновременную работу стартового и маршевого двигателей при срабатывании воспламенителей в начале стартового двигателя 2, затем маршевого 4, либо одновременное их включение.

Независимое истечение продуктов сгорания через центральный сопловой блок 10 стартового двигателя и периферийные газоходы 11 маршевого двигателя позволяет обеспечить одновременную работу стартового и маршевого двигателей для сокращения времени достижения ракетой цели либо последовательной работы стартового и маршевого двигателей с интервалом по времени для увеличения дальности полета ракеты.

Опыты проведены на опытной установке ФГУП "НИИПМ" с положительными результатами.