РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2000 года по МПК F02K9/94 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ многоразового включения.

Известно, что при маневрировании космических летательных аппаратов (КЛА) (например, при переходе с орбиты на орбиту), требуется многократное включение ракетного двигателя. Если в качестве двигателя КЛА применяется РДТТ, то проблема многократного включения сводится к многократному гашению РДТТ, конструкция которого допускает повторный запуск двигателя после гашения. Узел гашения может быть выполнен в виде системы впрыска жидкого охладителя или в виде устройства вскрытия окон на корпусе РДТТ. Настоящее изобретение посвящено разработке двигателя многократного включения с узлом гашения посредством вскрытия окон.

При многократном гашении двигателя посредством вскрытия окон должны обеспечиваться следующие условия:
- суммарная проходная площадь окон должна существенно (в десятки раз) превышать площадь критического сечения сопла;
- время вскрытия окон должно быть минимальным (не более 0,003 - 0,010 с);
- устройство вскрытия окон должно выдерживать большие динамические (ударные) нагрузки и обеспечивать плавное торможение заслонки, обладающей большой кинетической энергией:
- устройство вскрытия должно возвращать двигатель в исходное состояние, обеспечивающее возможность повторного запуска.

Условия гашения двигателя обеспечивает устройство выключения тяги РДТТ перемещением сопла по коническим болтам [Шишков А.А. и др. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива: Справочник. - М.: Машиностроение, 1988. - 240 с: ил. Рис. 1.16., с. 40]. А также устройство для отсечки тяги - патент РФ 2088788. В качестве недостатка указанных устройств можно назвать то, что они не предусматривают возвращение двигателя (сопла) в исходное состояние, обеспечивающее возможность повторного запуска.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива (Патент N 2100635), содержащий корпус, сопло, воспламенитель, заряд и узел гашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня, жидкости, находящейся в подпоршневой полости стакана. Сопло выполнено в дифференциальном поршне узла гашения, зафиксированном относительно стакана пирозамком.

Недостатком рассматриваемой конструкции является то, что при гашении расходуется порция жидкости, впрыскиваемой в камеру сгорания. Если двигатель включается и гасится несколько раз (3 - 4 и более), то хранение нескольких порций жидкости и системы ее подачи на борту летательного аппарата увеличивает массу двигательной установки.

Технической задачей изобретения является повышение энергомассовых характеристик двигателя за счет снижения массы расходуемых материалов.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, заряд, устройство воспламенения и узел гашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью продольного перемещения дифференциального поршня, разделяющего стакан на надпоршневую и подпоршневую полости и зафиксированного замком фиксации, рабочей жидкости, находящейся в подпоршневой полости стакана, на боковой цилиндрической поверхности стакана со стороны надпоршневой полости выполнены окна, а подпоршневая полость стакана имеет сливное отверстие. Двигатель снабжен ресивером, связанным со сливным отверстием. Ресивер связан через обратный клапан с газовым трактом сопла. Ресивер выполнен в дифференциальном поршне. На стакане (или на дифференциальном поршне) выполнен козырек, образующий в совокупности со сливным отверстием гидротормоз.

Технический результат достигается за счет того, что гашение двигателя предложенным устройством не требует расходуемых материалов. В каждом цикле работы двигателя используется перетекание одной и той же порции жидкости в двух направлениях:
- при гашении перетекание жидкости из гидравлической подпоршневой полости в ресивер управляет динамикой движения дифференциального поршня;
- при возврате двигателя в исходное состояние обратное перетекание рабочей жидкости из ресивера в гидравлическую подпоршневую полость обеспечивает возврат дифференциального поршня, сопровождаемый закрытием окон, блокировкой узла фиксации, герметизацией двигателя.

Предлагаемое настоящим изобретением техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующими чертежами:
на фиг. 1. показан продольный разрез двигателя в исходном положении узла гашения;
на фиг. 2 показан продольный разрез двигателя в момент, соответствующий концу гашения (окна открыты), а также соответствующий началу возврата дифференциального поршня в исходное состояние.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, заряд 2 и узел гашения. Узел гашения состоит из стакана 3 и установленного в нем с возможностью продольного перемещения дифференциального поршня 4, разделяющего полость стакана 3 на подпоршневую 5 и надпоршневую 6 полости. В подпоршневой полости 5 находится рабочая жидкость 7. Надпоршневая полость 6 изолирована от полости корпуса 1 посредством узла герметизации 8. На боковой цилиндрической поверхности стакана 3 со стороны надпоршневой полости 6 выполнены окна 9, суммарная проходная площадь которых в десятки раз превышает площадь критического сечения сопла 10, выполненного в дифференциальном поршне 4. Подпоршневая полость 5 имеет сливное отверстие 11, которое может быть выполнено в дифференциальном поршне 4 или в стакане 3. Сливное отверстие 11 сообщает подпоршневую полость 5 с ресивером 12, который может быть выполнен в дифференциальном поршне 4 или расположен вне двигателя (например, на внешней поверхности стакана 3). Ресивер 12 газосвязан через обратный клапан 13 с раструбом сопла 10. В ресивере 12 размещена эластичная мембрана 14, разделяющая ресивер 12 на жидкостную и газовую полости. В процессе хранения и предстартовой подготовки давление во всех полостях двигателя равно нулю. Со стороны подпоршневой полости 5 на стакане 3 (или на дифференциальном поршне 4, в случае, если сливное отверстие 11 выполнено на стакане 3) выполнен козырек 15. Дифференциальный поршень 4 относительно стакана 3 зафиксирован замком фиксации, снабженным возвратными элементами 16. Этот замок может быть выполнен, например, в виде шарикового замка. В стакане 3 выполнены радиальные отверстия, в которые с возможностью радиального перемещения установлены шарики 17 (или кулачки), входящие в канавку 18, выполненную на дифференциальном поршне 4, и контактирующие с кольцом 19, установленным с возможностью продольного перемещения на стакане 3. На внутренней цилиндрической поверхности кольца 19 выполнена трапециевидная проточка 20. Кольцо 19 имеет возвратные элементы 16 в виде пружин, удерживающих кольцо 19 в исходном положении. На кольце 19 по окружности установлено несколько пиропатронов 21, сообщенных с полостью 22, которая в исходном положении кольца 19 является герметичной. Герметичность обеспечивается тем, что отверстия 23 в исходном положении перекрыты. Устройства воспламенения выполнены в виде нескольких пусковых камер 24, установленных на заднем фланце корпуса 1 вокруг стакана 3 (между окнами 9 на стакане 3). Каждая пусковая камера 24 снабжена теплозащитной заглушкой.

Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ осуществляется посредством подачи сигнала на пиропатрон одной из пусковых камер 24. Продукты сгорания пиротехнического состава этой пусковой камеры 24 вышибают теплозащитную заглушку и воспламеняют заряд 2. Воспламенение заряда 2 не приводит к несанкционированному срабатыванию остальных пусковых камер 24, благодаря их защите теплозащитными заглушками. При работе двигателя, благодаря замку фиксации, дифференциальный поршень 4 относительно корпуса 1 (или стакана 3) остается неподвижен. Давление рабочей жидкости 7, находящейся в подпоршневой полости 5 стакана 3, равно давлению наддува ресивера 12. Давление наддува (3 - 6 кгс/см²) ресивера 12 создается благодаря отбору давления из раструба сопла 10. При этом обратный клапан 13 находится в открытом положении. В момент возникновения необходимости выключения двигателя подается сигнал на срабатывание одного из пиропатронов 21. В результате давление в полости 22 повышается и происходит отжим кольца 19 (сопровождаемый сжатием пружин 16). Шарики 17 под действием дифференциального поршня 4 проваливаются в трапециевидную проточку 20, что влечет за собой расфиксацию дифференциального поршня 4. Дифференциальный поршень 4 под действием силы внутрикамерного давления начинает интенсивный разгон, происходит разгерметизация узла 8 и надпоршневой полости 6. В результате открытия окон 9 происходит резкий спад давления в полости корпуса 1. Градиент и глубина этого спада достаточны для гашения заряда. При этом давление в раструбе сопла 10 также падает, что влечет за собой перекрытие обратного клапана 13. Ресивер 12 остается в наддутом состоянии. К моменту полного открытия окон 9 сливное отверстие 11 совмещается с козырьком 15, вызывая дросселирование рабочей жидкости 7 из подпоршневой полости 5 в ресивер 12. В результате дросселирования гасится энергия, приобретенная дифференциальным поршнем 4 при открытии окон 9. В момент остановки дифференциального поршня 4 приобретенное давление наддува ресивера 12 начинает вытеснять рабочую жидкость 7 из ресивера 12 в подпоршневую полость 5. В результате рабочая жидкость 7 продвигает дифференциальный поршень в обратном направлении, возвращая его в исходное положение до совмещения с посадочным гнездом узла герметизации 8. За время гашения газы от пиропатрона 21 истекают из отверстия 23, давление в полости 22 падает до нуля. При возвращении дифференциального поршня 4 в исходное положение возвратные элементы 16 (сжатые ранее пружины) отжимают шарики 17 из трапециевидной проточки 20 в канавку 18 и надвигают на них кольцо 19. Таким образом, замок фиксации и двигатель в целом возвращаются в исходное положение, готовое к следующему запуску двигателя. Следующий запуск двигателя осуществляется посредством срабатывания одной из оставшихся пусковых камер 24, и дальнейшее функционирование (в том числе гашение) двигателя происходит по вышеописанному алгоритму.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого взят ракетный двигатель твердого топлива (Патент N 2100635), заключается в повышении энергомассовых характеристик двигателя за счет снижения его массы.

Двигатель предназначен для использования в ракетной технике, при создании двигателей многоразового включения с отсечкой тяги. Двигатель содержит корпус, сопло, заряд, устройства воспламенения и узел гашения, состоящий из стакана, установленного в нем дифференциального поршня, разделяющего стакан на надпоршневую и подпоршневую полости и зафиксированного замком фиксации, рабочей жидкости, находящейся в подпоршневой полости стакана. На боковой цилиндрической поверхности стакана со стороны надпоршневой полости выполнены окна, а подпоршневая полость стакана имеет сливное отверстие, выполненное в дифференциальном поршне или в стакане. Двигатель снабжен ресивером, связанным со сливным отверстием. Ресивер газосвязан через обратный клапан с газовым трактом сопла. Ресивер выполнен в дифференциальном поршне. В подпоршневой полости на стакане (или на дифференциальном поршне) выполнен козырек, образующий в совокупности со сливным отверстием гидротормоз. Указанная конструкция двигателя позволяет повысить энергомассовые характеристики двигателя за счет снижения его массы. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, сопло, заряд, устройства воспламенения и узел гашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью продольного перемещения дифференциального поршня, разделяющего стакан на надпоршневую и подпоршневую полости и зафиксированного замком фиксации, рабочей жидкости, находящейся в подпоршневой полости стакана, отличающийся тем, что на боковой цилиндрической поверхности стакана со стороны надпоршневой полости выполнены окна, а подпоршневая полость стакана имеет сливное отверстие, выполненное в дифференциальном поршне или в стакане. 2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что он снабжен ресивером, связанным со сливным отверстием. 3. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 и 2, отличающийся тем, что ресивер газосвязан через обратный клапан с газовым трактом сопла. 4. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 - 3, отличающийся тем, что ресивер выполнен в дифференциальном поршне. 5. Ракетный двигатель твердого топлива по пп.1 - 4, отличающийся тем, что в подпоршневой полости на стакане (или на дифференциальном поршне) выполнен козырек, образующий в совокупности со сливным отверстием гидротормоз.