РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1999 года по МПК F02K9/95 

Изобретение относится к ракетостроению и учитывает всевозрастающие требования по повышению совершенства конструкции ракетных двигателей и надежности и безопасности их работы.

Известна конструкция ракетного двигателя на твердом топливе [1], состоящего из корпуса с теплоизоляционным покрытием, соплового днища, переднего днища, заряда твердого топлива, воспламенительного устройства, поворотного сопла с сопловым вкладышем и заглушкой, установленной в расширяющейся части сопла.

Такая конструкция двигателя при всех своих достоинствах имеет существенный недостаток, а именно обладает повышенной опасностью при запуске ракеты с самолета или корабля, т.к. при вылете из сопла двигателя заглушки в виде диска, шара, тарели или ее осколки могут повредить (нанести ущерб) самолету или оборудованию пусковой установки и обслуживающему персоналу на корабле, что недопустимо.

Существует конструкция ракетного двигателя твердого топлива [2], состоящего из камеры сгорания с сопловым блоком, в критическом сечении раструба сопла которого установлен сопловой вкладыш с мембраной, перед ним пороховой заряд и воспламенитель на мембране. Однако и данная конструкция двигателя обладает теми же недостатками, что и аналог [1].

Поэтому, учитывая все перечисленные выше недостатки, задачей предлагаемого изобретения является повышение безопасности ракеты при старте за счет обеспечения дробления мембраны на части малой массы и большой парусности.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива мембрана образована набором эквидистантных тонкостенных чашек с отбортовкой, выполненных из фольги, при этом высота отбортовки чашки составляет h ≥ 0,08d, где d - диаметр чашки, а на отбортовке равномерно по окружности выполнены зигзагообразные продольные гофры, а между днищами чашек размещены антиадгезионные слои.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция двигателя с такой мембраной обеспечивает надежное дробление мембраны на части малой массы (менее 0,03 г) с большой парусностью и обеспечивает безопасность пуска ракет с направляющих самолета.

На прилагаемом чертеже (фиг.1) приведена предлагаемая конструкция ракетного двигателя твердого топлива, где:
1 - ракетный двигатель твердого топлива;
2 - сопловой блок;
3 - раструб сопла;
4 - сопловой вкладыш;
5 - мембрана (фиг.2);
6 - воспламенитель;
7 - пороховой заряд;
8 - отбортовка чашки;
9 - зигзагообразные продольные гофры;
10 - дно чашки;
11 - антиадгезионный слой.

Мембрана устанавливается в закритическом сечении сопла и предназначена для создания определенного подпора давления пороховых газов внутри двигателя для воспламенения порохового заряда, которое в свою очередь зависит от закона горения пороха. Толщина мембраны в зависимости от условий работы двигателя выбирается по формуле

где P - давление в камере двигателя;
S_м - площадь мембраны;
d_ср - диаметр среза мембраны;
τ_cp - предел прочности на срез,
и набирается из тонкостенных чашек, донышки 10 которых с двух сторон покрывают антиадгезионным слоем 11, например фторопластовым лаком, после чего на их отбортовках 8 выполняют зигзагообразные продольные гофры 9.

Мембрана 5 устанавливается в закритическом сечении соплового блока 2 между сопловым вкладышем 4 и корпусом сопла на герметике.

Антиадгезионное покрытие препятствует склеиванию чашек наборной мембраны между собой при длительном хранении, если этого не делать, то чашки мембраны склеятся за счет диффузии металла, что приведет к увеличению массы вылетающих осколков мембраны, что недопустимо. Мембрана установлена в закритическом сечении сопла, т.к. при установке мембраны в критическом сечении разрушение мембраны может повлечь и разрушение соплового вкладыша. Зигзагообразные продольные гофры на отбортовках чашек мембраны предназначены для предотвращения вращения чашек внутри мембраны при транспортировании, что может привести к прорыву (протиру) мембраны и разгерметизации двигателя, а также лучшего сцепления чашек в продольном направлении, препятствующих преждевременному разрушению мембраны при меньшем давлении и загасанию порохового заряда.

Высота отбортовки чашки h ≥ 0,08 d, где d - диаметр чашки, получена экспериментально в результате отработки двигателя.

При условии, когда h > 0,08 d, обеспечивается вскрытие мембраны при расчетном давлении внутри двигателя и надежное воспламенение порохового заряда, но имеется недостаток - увеличение размеров конструкции для размещения мембраны, что приводит к увеличению массы двигателя.

При h < 0,08 d мембрана выщелкивается из заделки при меньшем давлении в камере двигателя, это приводит к затуханию порохового заряда, что недопустимо.

При h = 0,08 d - наиболее оптимальный вариант, при котором вскрытие мембраны происходит при расчетном давлении в двигателе, обеспечивающем надежное воспламенение порохового заряда, и не требуется увеличения размеров конструкции, а следовательно, массы двигателя.

Работа ракетного двигателя твердого топлива 1, заключается в следующем: при срабатывании воспламенителя 6 происходит горение порохового заряда 7 с образованием пороховых газов, который при достижении расчетного давления внутри двигателя прорывает мембрану 5 и выходит наружу через раструб сопла 3, создавая при этом реактивную тягу.

Источники информации
1. Винницкий А.М. Ракетные двигатели на твердом топливе. - М.: Машиностроение, 1973, с. 15-19, рис. 1.13 (аналог).

2. Фахутдинов И.Х. Ракетные двигатели твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1981, с. 4-5, рис.1.1 (прототип).

Двигатель предназначен для создания безопасных условий старта ракеты. Он содержит сопловую мембрану, образованную набором эквидистантных тонкостенных чашек с отбортовкой, выполненных из фольги. Высота отбортовки чашки составляет величину, защищаемую изобретением. На отбортовке равномерно по окружности выполнены зигзагообразные продольные гофры, а между днищами чашек размещены антиадгезионные слои. Конструкция двигателя обеспечивает надежное дробление мембраны на части малой массы с большой парусностью и обеспечивает безопасность пуска ракет с направляющих самолета. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком, в раструбе сопла которого установлен сопловой вкладыш с мембраной, пороховой заряд, воспламенитель, отличающийся тем, что в нем мембрана образована набором эквидистантных тонкостенных чашек с отбортовкой, выполненных из фольги, при этом высота отбортовки чашки составляет h ≥ 0,08d, где d - диаметр чашки, а на отбортовке равномерно по окружности выполнены зигзагообразные продольные гофры. 2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что между днищами чашек размещены антиадгезионные слои.