ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РАКЕТЫ ДЛЯ АКТИВНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ОБЛАКА

Настоящая полезная модель относится к двигателям для ракет, предназначенных для воздействия на облака посредством активного реагента.
Известен твердотопливный ракетный двигатель ракеты, предназначенный для активного воздействия на облака, содержащий корпус с сопловым блоком, разделенный на две последовательно расположенные и сообщающиеся между собой маршевую и стартовую камеры, в каждой из которых размещен пороховой заряд.
Из известных устройств твердотопливных ракетных двигателей наиболее близким по технической сущности является противоградовая ракета «Алазань-2М» с твердотопливным ракетным двигателем содержащим камеры, в каждой из которых размещены пороховые шашки с равными сводами горения, и сопловой блок. (Противоградовая ракета «Алазань-2М», журнал «Наука и жизнь» - 1984 г., №10, стр.95-96).
Недостатком твердотопливного ракетного двигателя ракеты, предназначенной для воздействия на облака, снабженного стартовой и маршевой камерами является то, что при перепаде давлений в момент
перехода от стартового к маршевому режиму, возникают значительные трудности в обеспечении стабильной работы заряда маршевой ступени.
При эксплуатации известных двигателей наблюдались случаи невоспламенения зарядов маршевой ступени, что приводит к потере дальности и недолету ракеты до цели.
К числу недостатков таких двигателей еще следует отнести то, что у стартовой ступени недостаточный полный импульс для обеспечения необходимой скорости схода с пусковой установки, что, в свою очередь, приводит к большому отклонению ракеты от направления запуска под действием приземного ветра.
Задачей настоящей полезной модели является повышение скорости схода ракеты с пусковой установки, снижение чувствительности ракеты к приземному ветру, повышение надежности двигателя в работе, сокращение количества деталей и сборочных единиц, упрощение сборки, улучшение технологичности изготовления.
Указанная задача решается за счет того, что в твердотопливном двигателе, содержащем камеры с размещенными внутри пороховыми шашками с равными сводами горения и сопловой блок, пороховые шашки размещены в одной камере, между ними установлена диафрагма, а отношение площадей проходных сечений между корпусом двигателя и пороховой шашкой, примыкающей к сопловому блоку к проходному сечению другой шашки составляет 1,5...1,8 при отношении их поверхностей горения 0,5...0,8 соответственно.
Введение совокупности указанных элементов позволяет повысить полный импульс тяги двигателя за счет увеличения массы топлива, увеличить скорость схода ракеты с направляющей пусковой установки, улучшить надежность двигателя в работе путем введения более простого
однокамерного двигателя, сократить количество деталей и сборочных единиц, повысить технологичность изготовления устройства.
Сущность полезной модели поясняется чертежом.
На фиг. представлен общий вид предлагаемого устройства.
Предлагаемый твердотопливный ракетный двигатель, предназначенный для активного воздействия на облака, содержит камеру 1, в которой последовательно размещены две пороховые канальные шашки 2 и 3 с равными сводами горения.
На камеру 1 со стороны хвостовой части навинчен сопловой блок 4. Между пороховыми шашками 2 и 3 расположена центрирующая втулка 5, в которой размещен воспламенитель 6.
1
2
1
2
1
2
Пороховые шашки 2 и 3 выполнены с одинаковой толщиной свода «а», но с разными наружными диаметрами «d» и «d», причем «d» меньше «d», исходя из этого проходное сечение «S» между камерой 1 и пороховой шашкой 3, примыкающей к сопловому блоку, больше проходного сечения «S» между камерой 1 и пороховой шашкой 2 и находится в соотношении 1,5...1,8, причем отношение поверхностей горения пороховых шашек 3 и 2 составляет 0,5...0,8 соответственно. При уменьшении отношения поверхностей горения пороховых шашек 3 и 2 меньше 0,5, уменьшается масса топлива, уменьшается коэффициент массового совершенства двигателя, а следовательно и полный импульс тяги, при увеличении этого отношения больше 0,8 увеличивается критерий Победоносцева, равный отношению поверхности горения пороховых шашек 3 и 2 к площади свободного прохода газов, что приводит к появлению пика давления и разрушению корпуса, а также к эрозионному горению пороховых шашек 3 и 2.
Устройство работает следующим образом. При запуске ракеты с пусковой установки на электрокапсюльную втулку 7 подается
1
2
напряжение. Луч огня от электрокапсюльной втулки зажигает воспламенитель 6, который в свою очередь воспламеняет одновременно обе пороховые шашки 2 и 3. Образующиеся продукты горения через каналы пороховых шашек 2 и 3 и проходные сечения «S» и «S» и сопловые отверстия соплового блока выходят наружу, создают реактивную тягу, начинает работать двигатель.
Предложенное техническое решение позволяет повысить полный импульс тяги двигателя, тем самым, позволяет увеличить скорость схода ракеты с направляющей пусковой установки. И кроме того, данное техническое решение позволяет сократить количество деталей и сборочных единиц, повышает технологичность изготовления устройства и снижает себестоимость изделия..