ДВИГАТЕЛЬ МОДЕЛИ РАКЕТЫ ДЛЯ ОТРАБОТКИ ПОДВОДНОГО СТАРТА

Полезная модель относится к области экспериментальной стендовой отработки гидрогазодинамики подводного старта ракет, а более конкретно к конструкции двигателей моделей ракет для отработки подводного старта.
Предлагаемая полезная модель предназначена для использования при отработке подводного старта ракет путем катапультирования моделей ракет из модельной пусковой установки под действием тяги двигателя.
Известны конструкции модельных ракетных двигателей [1-7], которые в силу их специфики не могут быть использованы для отработки параметров ракет с подводным стартом, т.к. они решают другие задачи.
Известна конструкция модельного двигателя [8] (стр.120, рис.60), содержащего толстостенную трубу, предохранительный клапан, дно, медную прокладку, сопловой блок.
Известна также конструкция модельного двигателя [8] (стр.128, рис.63), включающего корпус, головку, хвостовик, диафрагму, сопло-вставку, поджимную втулку, штуцер, кронштейн. Недостатками вышеописанных устройств является то, что корпус камеры сгорания выполнен из толстостенной трубы, а это приводит к увеличению веса и момента инерции двигателя и соответственно модели ракеты, в которой он монтируется. Несмотря на указанные недостатки, конструкция модельного двигателя [8] (стр.128, рис.63) может быть принята за прототип.
Техническим результатом, направленным на устранение указанных недостатков, является создание двигателя модели ракеты для отработки подводного старта, который позволяет:
- уменьшить вес и момент инерции двигателя и соответственно модели ракеты, в которую он устанавливается;
- улучшить центровочные характеристики модели ракеты и уменьшить ее момент инерции;
- использовать в эксперименте пороховые шашки, серийно выпускаемые промышленностью, а не создавать специальные;
- увеличить время работы двигателя за счет удлинения камеры сгорания при размещении в ней требуемого количества твердого топлива.
Указанный технический результат достигается тем, что патентуемый двигатель модели ракеты для отработки подводного старта, содержит камеру сгорания с сопловым блоком, установленным на заднем днище, твердотопливный заряд из трубчатых цилиндрических шашек и систему воспламенения заряда с пиропатроном. Камера сгорания выполнена в виде двух или трех труб, герметично и жестко (например, с помощью сварки) установленных на заднем днище параллельно друг другу вдоль продольной оси двигателя, образуя своими внутренними полостями вместе с предсопловым объемом общий внутрикамерный объем камеры сгорания двигателя, а размещенные в трубах попарно друг над другом с заданным зазором трубчатые цилиндрические шашки заряда выполнены бронированными: одни - по наружному диаметру шашек, а другие - по внутреннему каналу шашек. При этом система воспламенения заряда содержит три воспламенителя, установленные: первый - между пиропатроном и шашкой, бронированной по внутреннему каналу и установленной над шашкой, бронированной по наружному диаметру, второй - под шашкой, бронированной по внутреннему каналу и размещенной в нижней части другой трубы камеры сгорания, а третий - в верхней части этой же трубы над шашкой, бронированной по наружному диаметру и установленной над шашкой, бронированной по внутреннему каналу.
Заднее днище двигателя для удобства компоновки в модели ракеты снабжено хвостовиком, служащим днищем модели ракеты.
Сущность полезной модели поясняется графическими материалами, где:
- на Фиг.1 изображен общий вид двигателя, установленного в модели ракеты, камера сгорания которого образована с применением двух труб.
- на Фиг.2 изображено сечение А-А на Фиг.1;
- на Фиг.3 изображено сечение Б-Б на Фиг.1;
- на Фиг.4 изображено сечение В-В на Фиг.1.
Двигатель модели ракеты для отработки подводного старта, (Фиг.1) состоит из камеры сгорания, образованной внутренними полостями двух труб 1, жестко и герметично (например, с помощью сварки) установленных на заднем днище 2 двигателя, на котором смонтирован сопловой блок 3 со сменной сопловой вставкой 4 и сопловой заглушкой (мембраной) 5. Трубы 1 размещены параллельно другу вдоль продольной оси двигателя и образуют своими внутренними полостями вместе с полостью «С» предсоплового объема общий объем камеры сгорания двигателя.
В зависимости от решаемых в эксперименте задач в двигателе могут быть установлены две или три трубы 1.
Камера сгорания, выполненная с использованием труб 1, обеспечивает требования методики моделирования по массоинерционным характеристикам и центровке модели ракеты, тягорасходным характеристикам и времени работы двигателя.
Двигатель снабжен твердотопливным зарядом, выполненным в виде трубчатых цилиндрических пороховых шашек 6, 7, 8, 9, установленных в трубах 1 камеры сгорания попарно друг над другом с заданным зазором, который обеспечивается решетками (диафрагмами) 10, при этом в каждой трубе устанавливается пара шашек, одна из которых снабжена бронировкой (бронепокрытием) 11, нанесенной на поверхность внутреннего канала, на другой шашке бронировка (бронепокрытие) 12 нанесена на наружную (внешнюю) поверхность шашки. В приведенном варианте выполнения двигателя с двумя трубами 1 шашки 6 и 8 бронированы по внутреннему каналу, а шашки 7 и 9 - по наружной (внешней) поверхности.
Для повышения надежности воспламенения заряда от одного пиропатрона 13 (установленного в верхней части одной из труб 1) система воспламенения заряда содержит три воспламенителя 14, 15, 16. Воспламенитель 14 установлен между пиропатроном 13 и шашкой 6, установленной над шашкой 7. Второй воспламенитель 15 установлен под шашкой 8, размещенной в нижней части другой трубы 1 камеры сгорания, а третий воспламенитель 16 - над шашкой 9. В верхней части другой трубы 1 установлен датчик давления 17, предназначенный для контроля величины давления в камере сгорания при работе двигателя.
Двигатель в собранном виде помещается внутрь модели ракеты 18. Для удобства установки двигателя в модели ракеты заднее днище 2 двигателя снабжено хвостовиком 19, служащим днищем модели ракеты.
Двигатель модели ракеты работает следующим образом.
После подачи электрической команды на пиропатрон 13 происходит его срабатывание и последовательное задействование воспламенителей 14, 15 и 16. Образовавшиеся от воспламенителей газы создают в камере сгорания двигателя давление и температуру, необходимые для воспламенения цилиндрических пороховых шашек 6, 7, 8, 9. Шашки 6 и 8 начинают гореть с наружной поверхности, а шашки 7 и 9 - с внутренней поверхности канала. Продукты сгорания шашек создают рабочее давление в камере сгорания. После выхода двигателя на режим и прорыва сопловой заглушки 5 продукты сгорания, истекая через сопловой блок 3, создают реактивную силу (тягу), необходимую для движения модели ракеты. Во время работы двигателя с помощью датчика 17 производится контроль давления в камере сгорания.
Варьируя количеством труб (две или три) камеры сгорания, их диаметром и длиной, размером шашек, соотношением площадей бронированных поверхностей, диаметром критического сечения сменной сопловой вставки, обеспечивают требуемые режимы работы двигателя, и, соответственно, параметры движения модели на подводном участке траектории.
Полезная модель патентуемого двигателя модели ракеты для отработки подводного старта позволяет: улучшить центровочные характеристики модели ракеты и уменьшить момент инерции, уменьшить вес двигателя и соответственно модели ракеты, использовать в эксперименте пороховые шашки, серийно выпускаемые промышленностью, увеличить время работы двигателя за счет удлинения камеры сгорания при размещении в ней требуемого для эксперимента количества шашек из твердого топлива.
Источники информации:
1. Патент SU 81772. Модельный ракетный двигатель, кл. МПК F02K 9/08 (2006.01), F42B 15/10 (2006.01). Приоритет от 27.03.2008 г.
2. Патент RU 76815. Модельный ракетный двигатель, кл. МПК А63Н 27/26 (2006.01), F42B 15/10 (2006.01). Приоритет от 27.03.2008 г.
3. Патент RU 2215170. Модельный двигатель для определения скорости горения твердого ракетного топлива, кл. МПК F02K 9/96 (2006.01). Приоритет от 05.04.2002 г.
4. Патент RU 2201520. Модельный двигатель для определения скорости горения ТРТ в напряженно-деформированном состоянии, Приоритет от 29.01.2002 г.
5. Патент SU 2362605. Модельный ракетный двигатель, кл. МПК F02K 9/70 (2006.01), А63Н 27/00 (2006.01). Приоритет от 23.05.2007 г.
6. Патент SU 2362604. Модельный ракетный двигатель, кл. МПК F02K 9/12 (2006.01), А63Н 27/00 (2006.01). Приоритет от 25.06.2007 г.
7. Патент SU 2341314. Модельный ракетный двигатель, кл. МПК А63Н 27/00 (2006.01), F02K 9/70 (2006.01). Приоритет от 23.05.2007 г.
8. В.А.Емельянов, Г.П.Иванов, Ю.В.Михайловский, А.И.Саломыков Руководство к лабораторным работам по теории реактивных двигателей. Издание Министерства обороны СССР, 1968 г.