ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2000 года по МПК F02K9/26 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

Конструктивное оформление современных маршевых РДТТ в большинстве случаев базируется на канальных конструкциях крупногабаритных зарядов цилиндрического типа с эллиптическими торцами, заполняющими днища корпуса двигателя (фиг. 1). В качестве компенсатора начальной поверхности горения может быть использована часть торца, прилегающая к каналу.

Использование горящей торцевой поверхности в качестве компенсатора горения позволяет, не усложняя внутреннюю конфигурацию канала заряда, увеличить начальную поверхность горения, улучшить прочностные характеристики заряда. Однако рассматриваемому классу зарядов присущи и определенные недостатки, связанные прежде всего с тем, что затруднительно реализовывать отклонения текущего давления от среднего на уровне менее 12-15% без введения дополнительных элементов.

Известен (фиг.2) РДТТ, принятый за прототип, содержащий корпус с днищами и прочноскрепленный с ним заряд твердого топлива с центральным цилиндрическим каналом и компенсатором поверхности горения в виде поперечной кольцевой щели (Aerospace Daily, 1980, 5/11, vol.101, N 25, p.188 A (русский перевод - "Ракетная и космическая техника" N 35, 1980, с.12).

В таких конструкциях простая конфигурация канала позволяет обеспечить диаграмму "давление-время" с меньшей степенью отклонения текущих характеристик от средних за счет изменения конфигурации поперечной кольцевой щели.

Однако конструкция, принятая за прототип, обладает рядом недостатков. Так, в вершине кольцевой щели образуются трещины как в процессе изготовления, так и в процессе эксплуатации, что обусловлено высоким уровнем напряженно-деформированного состояния (НДС) заряда в этой зоне и объясняется тем, что при охлаждении снаряженного корпуса, после полимеризации топлива, в вершине щели возникают высокие напряжения из-за температурной усадки топлива и обратных упругих перемещений днища и цилиндрической части корпуса. Кроме того, в этой зоне наблюдается снижение физико-механических характеристик (ФМХ) топлива, вызванное отжимом из топлива в этой зоне связующего, при поддавливании топливной массы в начальный период полимеризации, диффузией пластификатора в технологический чехол, форму и кольцевую щель. Поэтому требуемый уровень деформационных характеристик топлива для подобной конструкции заряда назначается исходя из обеспечения прочности в вершине кольцевой щели, где действующий уровень НДС на 30 - 40% выше, чем на канале.

Задачей заявляемого изобретения является разработка конструкции твердотопливного ракетного двигателя, позволяющей повысить надежность и эффективность работы двигателя за счет снижения напряженно-деформированного состояния заряда при одновременном сохранении начальной поверхности горения, характера и наполнения диаграммы "давление-время".

Поставленная задача решается заявляемой конструкцией твердотопливного ракетного двигателя, содержащего корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный канал, снабженный наклонной кольцевой щелью, причем заряд разделен на две части с помощью частично бронирующей по наружной кольцевой поверхности манжеты, выполненной из двух частей, соединенных по одному из диаметров с помощью замков с корпусом, части манжеты отогнуты в месте проецирования вершины щели на корпус в направлении последней и прилегают друг к другу, при этом каждая из двух частей манжеты в зоне, примыкающей к внутреннему диаметру, разделена на две л-образные законцовки, у которых две близлежайщие ветви прилегают друг к другу и входят в вершину щели, а две другие отогнуты от вершины щели внутрь заряда, при этом горящая поверхность кольцевой щели образована поверхностями двух усеченных конусов, выполненных под разными углами к оси двигателя, у каждого из них меньший диаметр ограничен диаметром канала заряда, а больший диаметр совпадает с вершиной одной из л-образных законцовок.

Отличительными признаками предлагаемого решения от прототипа являются:
- разделение заряда на две части с помощью предусмотренной конструкции манжеты, позволяющей разгрузить вершину кольцевой щели, т.е. уменьшить НДС заряда и, следовательно, повысить надежность и эффективность работы двигателя в целом;
- кроме того, иным взаимным расположением поверхностей, образующих горящую поверхность кольцевой щели (под острым углом друг к другу, а в прототипе - параллельно), иной конфигурацией вершины щели (в прототипе вершина организована большим радиусом скругления между поверхностями, образующими щель), что приводит к уменьшению ширины щели по всему диаметру, за счет чего увеличится масса топлива, что повысит эффективность работы двигателя при сохранении схемы выгорания топлива в заряде, т.е. обеспечении требуемой диаграммы "давление-время";
- наличие отогнутых внутрь заряда законцовок манжеты, разделенных на две ветви, позволяет обеспечить гарантированное крепление законцовок с топливом, что повышает надежное и эффективное фукционирование двигателя в начальный момент работы.

Таким образом, заявляемый твердотопливный ракетный двигатель соответствует критерию "новизна".

Сравнение предлагаемого изобретения с прототипом и другими конструкциями показало, что неизвестно техническое решение, в котором бы имело место заявляемое сочетание конструктивных элементов.

Но именно совокупность отличительных от прототипа признаков с остальными существенными признаками заявляемого решения позволяет не только обеспечить диаграмму "давление-время", как в прототипе, но и одновременно снизить напряженно-деформированное состояние заряда, т.е. обеспечить надежность и эффективность работы двигателя.

Это дает основание считать заявляемый твердотопливный ракетный двигатель обладающим изобретательским уровнем.

Заявляемое изобретение представлено на фиг.3, на которой изображена часть продольного разреза двигателя с расположением наклонной кольцевой щели у переднего днища.

Двигатель содержит корпус 1 с днищами 2 (заднее днище на чертеже не показано) и бронирующей манжетой 3, скрепленной с корпусом 1 и передним днищем 2, и прочноскрепленный с ним канальный заряд 4 с кольцевой щелью 5. Бронирующая манжета 3 выполнена из двух частей 6, соединенных с корпусом по одному из диаметров с помощью замков (условно не показаны). В месте проецирования вершины щели 5 на корпус 1 части 6 манжеты 3 отогнуты в направлении щели 5, прилегая друг к другу по поверхностям А. Каждая из двух частей 6 манжеты 3 в зоне, примыкающей к внутреннему диаметру, разделена на две л-образные законцовки, у которых две близлежайщие ветви 7 прилегают друг к другу по поверхностям А и входят в вершину щели 5, а две других 8 отогнуты от вершины щели 5 внутрь заряда 4 и образуют поверхности Б. Горящая поверхность кольцевой щели 5 образована поверхностями двух усеченных конусов 9 и 10, выполненных под углами α и β к оси двигателя. Каждый из конусов 9 и 10 имеет меньший диаметр, ограниченный диаметром канала 11 заряда 4, а больший диаметр совпадает с вершиной одной из л-образных законцовок.

Предлагаемая конструкция работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя (не показан) под действием давления газа переднее днище 2 корпуса 1 со скрепленным с ним зарядом 4 перемещаются наружу. При этом происходит воспламенение начальной поверхности заряда, включая разбронированную часть кольцевой щели 5 (поверхности конусов 9, 10), что способствует увеличению ее раскрытия под действием давления, заходу газа в заманжетную область и обеспечению торцевой разгрузки. Далее процесс горения происходит известным путем параллельными слоями, и горящая поверхность огибает ветви 8 законцовок, отогнутые внутрь заряда и обеспечивающие в начальный момент работы дополнительное их механическое закрепление.

Таким образом, предлагаемое техническое решение практически реализуемо, создание таких конструкций является задачей актуальной и перспективной, поскольку в этом случае повышается эффективность использования ракетных комплексов, и, следовательно, заявляемое изобретение обладает промышленной применимостью.

Двигатель предназначен для использования в ракетной технике. Двигатель содержит корпус с днищами, заряд твердого топлива, имеющий центральный канал, снабженный наклонной кольцевой щелью, причем заряд разделен на две части с помощью частично бронирующей по наружной кольцевой поверхности манжеты, выполненной из двух частей, соединенных по одному из диаметров с помощью замков с корпусом. Части манжеты отогнуты в месте проецирования вершины щели на корпус в направлении последней и прилегают друг к другу, при этом каждая из двух частей манжеты в зоне, примыкающей к внутреннему диаметру, разделена на две л-образные законцовки, у которых две близлежащие ветви прилегают друг к другу и входят в вершину щели, а две другие отогнуты от вершины щели внутрь заряда. Горящая поверхность кольцевой щели образована поверхностями двух усеченных конусов, выполненных под разными углами к оси двигателя. Техническое решение позволяет повысить надежность и эффективность работы двигателя за счет снижения напряженно-деформированного состояния заряда при одновременном сохранении начальной поверхности горения. 3 ил.

Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный канал, снабженный наклонной кольцевой щелью, отличающийся тем, что заряд разделен на две части с помощью частично бронирующей по наружной кольцевой поверхности манжеты, выполненной из двух частей, соединенных по одному из диаметров с помощью замков с корпусом, части манжеты отогнуты в месте проецирования вершины щели на корпус в направлении последней и прилегают друг к другу, при этом каждая из двух частей манжеты в зоне, примыкающей к внутреннему диаметру, разделена на две л-образные законцовки, у которых две близлежащие ветви прилегают друг к другу и входят в вершину щели, а две другие отогнуты от вершины щели внутрь заряда, при этом горящая поверхность кольцевой щели образована поверхностями двух усеченных конусов, выполненных под разными углами к оси двигателя, у каждого из них меньший диаметр ограничен диаметром канала заряда, а больший диаметр совпадает с вершиной одной из л-образных законцовок.