РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1994 года по МПК F02K9/08 F02K9/36 

Изобретение относится к конструкции ракетных двигателей твердого топлива, а также может быть использовано в народном хозяйстве при создании герметичных уплотнений от прорыва газов, масел и т.д.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с вкладным пороховым зарядом, содержащего камеру сгорания с сопловым раструбом и графитовым вкладышем, воспламенительное устройство и размещенный между камерой и проточкой порохового заряда опорно-герметизирующий узел [1] .

Такая конструкция ракетного двигателя ненадежна, т.к. имеет уплотнение по одной поверхности без дублирования от прорыва пороховых газов, а из-за разности допусков посадочного места на заряде под уплотнение и самого уплотнения не обеспечивает плотного прилегания порохового заряда, что приведет к аномальной работе двигателя.

Известна конструкция РДТТ, принятая в качестве прототипа, содержащая камеру сгорания с сопловым блоком, переднее днище с воспламенительным устройством и размещенный между камерой и пороховым зарядом опорно-герметизирующий узел [2].

Однако и данная конструкция ракетного двигателя ненадежна, т.к. имеет уплотнение по одной поверхности, аналогичное [1], и поскольку пороховой заряд в камере двигателя не фиксируется относительно оси двигателя, то под собственным весом он прижат к одной стороне камеры, т.е. его ось находится под углом к оси двигателя, что приведет к нарушению "застойной зоны" и прогару двигателя. Воспламенительное устройство также ненадежно, т.к. при срабатывании воспламенителя металлические частицы корпуса перекроют дросселирующие отверстия рассекателя, что приведет к разрушению воспламенительного устройства, повреждению им порохового заряда и, как следствие, к аномальной работе двигателя.

Задачей изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя за счет создания застойной зоны в камере сгорания и исключение разрушений порохового заряда и соплового вкладыша частями воспламенителя.

Поставленная задача достигается тем, что в РДТТ, содержащем камеру сгорания с передним и задним днищами, воспламенитель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенительным составом, при этом воспламенитель расположен на переднем днище, заряд твердого ракетного топлива, опорно-герметизирующий узел, размещенный между зарядом и камерой сгорания, сопловой блок, переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами, в котором выполнена цилиндрическая полость, причем воспламенитель расположен в цилиндрической полости с натягом посредством опорного кольца с выступами и с радиальной перемычкой, армированной эластичным материалом, при этом выступы опорного кольца сопряжены с упорами теплозащитного экрана, а между выступами и упорами размещены эластичные прокладки, при этом часть заряда со стороны соплового блока выполнена в виде усеченного конуса и забронирована по боковой поверхности и торцу, а опорно-герметизирующий узел выполнен в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, ориентированных в сторону переднего днища, и расположен между конической частью заряда, его торцем и задним днищем.

На фиг. 1. приведена конструкция ракетного двигателя; на фиг. 2 -- опорное кольцо с перемычкой; на фиг. 3 - опорно-герметизирующий узел.

На чертежах показаны: 1 - камера сгорания, 2 - переднее днище с теплозащитным экраном, 3 - пороховой заряд, 4 - бронированный усеченный конус порохового заряда, 5 - опорно-герметизирующий узел, 6 - корпус с воспламенительным составом, 7 - опорное кольцо, 8 - последовательно чередующиеся пилообразные профили, 9 - армированная эластичным материалом перемычка, 10 - эластичные прокладки, 11 - сопловой блок, 12 - застойная зона.

Данная конструкция опорно-герметизирующего узла с последовательно чередующимися пилообразными концентрическими профилями, контактирующими с бронированными торцами порохового заряда, обеспечивает высокую надежность работы уплотнительного узла и создание застойной зоны за счет ее эластичности и плотного прилегания к коническому торцу заряда вследствие поджатия рабочим давлением порохового заряда при работе двигателя, а применение воспламенительного узла в виде опорного кольца с перемычкой, установленного между воспламенителем и пороховым зарядом, (улавливатель твердых частиц) исключает разрушение порохового заряда, соплового вкладыша и попадание в застойную зону расплавленных твердых частиц воспламенителя (концентрированных источников тепла), что может привести к аномальной работе двигателя как стального, так и из композиционного материала.

Работа ракетного двигателя осуществляется следующим образом. Размещенный в цилиндрической полости теплозащитного экрана переднего днища 2 металлический корпус 6 с воспламенительным составом, срабатывая, вскрывает завальцованную крышку воспламенителя, которая поджата армированной эластичным материалом перемычкой 9 опорного кольца 7, воспламеняет частично бронированный пороховой заряд 3. Раскрываясь, крышка воспламенителя надежно удерживается перемычкой опорного кольца, огибая ее схлопывается, тем самым предотвращает движение частиц воспламенителя к стенкам камеры сгорания 1 в зазор застойной зоны 12 и наружу через канал порохового заряда.

При сгорании порохового заряда 3 образующиеся пороховые газы прижимают пороховой заряд к опорно-герметизирующему узлу 5 соплового блока 11, заполняют кольцевой зазор между корпусом камеры сгорания 1 и наружной поверхностью заряда 3, разжимают лепестки пилообразного профиля 8, заполняя свободный объем между ними и одновременно прижимая их к внутренней части соплового блока 11 и конической поверхности 4 заряда, обеспечивая тем самым застойную зону. В случае прорыва газа аналогичным образом работают последующие лепестки, обеспечивающие герметичность по конусной части порохового заряда. При прорыве газа по конусной части заряда застойная зона обеспечивается опорно-герметизирующим узлом 5 по бронированному торцу порохового заряда 3 пилообразными концентрическими профилями 8, ориентированными от продольной оси двигателя. Прорвавшийся газ, попадая в пилообразный профиль, прижимает его к бронированному торцу заряда, сам заряд под воздействием тех же пороховых газов прижимается к профилям по всей площади контакта с наружной стороны, обеспечивая тем самым надежное уплотнение. В случае прорыва газа аналогичным образом начинает работать следующий профиль. При ориентации пилообразных профилей опорно-уплотнительного узла в противоположную сторону, т.е. навстречу продольной оси двигателя, пороховой газ отожмет заряд, что приведет к разгерметизации застойной зоны и прогару двигателя. Выполнение опорно-герметизирующего узла в виде последовательно чередующихся концентрических профилей, ориентированных в направлении от продольной оси двигателя, позволяет обеспечить максимальную поверхность контакта (уплотнения) порохового заряда с бронированным усечением конусом за счет того, что при значительных нагрузках, воздействующих на заряд во время работы двигателя, площадь контакта каждого пилообразного концентрического профиля с поверхностью заряда имеет максимальное значение, обеспечивая тем самым высокую надежность опорно-герметизирующего узла по всему периметру контакта. Торец порохового заряда выполнен в виде усеченного конуса из условий максимального заполнения камеры сгорания двигателя из композиционного материала. Опорное кольцо предназначено для ограничения перемещения порохового заряда при транспортировании и равномерного распределения теплового потока порохового газа от воспламенителя на заряд. Эластичные прокладки 10, установленные под выступы опорного кольца, служат для гашения колебаний и ударов при транспортировании. Армирование эластичным материалом перемычки опорного кольца необходимо для обеспечения гарантированного натяга при выборе зазоров между перемычкой и корпусом воспламенителя.

Изобретение может быть промышленно применимо в ракетной технике.

Использование: в ракетной технике, а также при создании герметичных уплотнений от прорыва газов, масел. Сущность изобретения: в ракетном двигателе воспламенительное устройство расположено в полости теплозащитного экрана на переднем днище. Между теплозащитным экраном и зарядом расположено опорное кольцо. Между зарядом и задним днищем размещено опорно-герметизирующее устройство с чередующимися пилообразными профилями, ориентированными в сторону переднего днища. Часть заряда со стороны заднего днища выполнена в виде усеченного конуса и забронирована по боковой поверхности и торцу. 3 ил.

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА, содержащий камеру сгорания с передним и задним днищами, воспламенитель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенительным составом, при этом воспламенитель расположен на переднем днище, заряд твердого ракетного топлива, опорно-герметизирующий узел, размещенный между зарядом и камерой сгорания, сопловой блок, отличающийся тем, что переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами, в котором выполнена цилиндрическая полость, при чем воспламенитель расположен в цилиндрической полости с натягом посредством опорного кольца с выступами и с радиальной перемычкой, армированной эластичным материалом, при этом выступы опорного кольца сопряжены с упорами теплозащитного экрана, а между выступами и упорами размещены эластичные прокладки, при этом часть заряда со стороны соплового блока выполнена в виде усеченного конуса и забронирована по боковой поверхности и торцу, а опорно-герметизирующий узел выполнен в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей , ориентированных в сторону переднего днища, и расположен между конической частью заряда, его торцем и задним днищем.