РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2002 года по МПК F02K9/32 

Изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенства конструкций ракетных двигателей и надежности их работы.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива [1], содержащего камеру сгорания, пороховой заряд, воспламенитель, сопловой блок, в раструбе которого установлен графитовый вкладыш с мембраной. Графитовый вкладыш размещен в стальной тонкостенной цилиндрической обойме с кольцевой отбортовкой по образующей, причем мембрана установлена в закритической зоне между торцом соплового вкладыша и кольцевой отбортовкой обоймы, при этом мембрана выполнена в виде узла, состоящего из объединенных между собой тонкостенного алюминиевого диска с кольцевой проточкой и эквидистантного проточке стального высокопрочного кольца, а стальное кольцо со стороны диска выполнено с кольцевыми концентрическими выступами и по внешнему диаметру завальцовано периферийной частью диска, при этом на диске со стороны соплового вкладыша выполнена калиброванная кольцевая канавка треугольного сечения.

Данная конструкция ракетного двигателя применительно к двигателям цельномотанным из композиционного материала не надежна из-за установки соплового вкладыша и мембраны в выступ несущего корпуса, т.к. композиционный материал отрицательно работает на срез, увеличение площади опоры выступа не целесообразно из-за увеличения пассивного веса двигателя, кроме того вклейку соплового вкладыша с обоймой производят через всю длину двигателя, что не технологично и не обеспечивает надежный контроль вклейки, что приводит к прогару соплового блока.

Известен ракетный двигатель твердого топлива [2], содержащий камеру сгорания, пороховой заряд, воспламенитель, сопловой блок, в раструбе которого установлен графитовый вкладыш с мембраной, размещенный в стальной тонкостенной цилиндрической обойме.

Обойма выполнена со ступенчатым цилиндроконическим хвостовиком, армированным по конической части теплоэрозионной юбкой, профиль внутренней поверхности которой образует часть сверхзвукового выхода раструба, а наружная поверхность контактирует с посадочным местом соплового блока и образует с обоймой кольцевую канавку прямоугольного сечения, при этом в сопловом блоке выполнены сквозные диаметральные отверстия, в которых размещены стальные штифты, упирающиеся в кольцевую канавку обоймы, причем обойма и штифты в сопловом блоке установлены на термостойком клее, а со стороны обоймы выполнена кольцевая проточка, в которой установлено уплотнительное кольцо.

Однако и данная конструкция ракетного двигателя твердого топлива применительно к двигателям из композиционного материала с заливным зарядом становится ненадежной, т. к. наличие заливного заряда предполагает увеличение полюсного отверстия для установки пресс-инструмента, который формирует внутреннюю поверхность заряда. При увеличении диаметра полюсного отверстия необходимо увеличивать количество штифтов для компенсации увеличивающейся нагрузки на обойму соплового блока и ужесточения контроля за качеством их вклейки. С другой стороны, температура горения заливного заряда значительно выше баллиститного и применение тонкостенной обоймы, в которую вставлен графитовый вкладыш, может привести к прогару двигателя из-за прогрева обоймы и сгорания резиновых уплотнительных колец.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы двигателя путем надежного обеспечения герметичности уплотнительного узла соплового блока в условиях интенсивного нагрева и высокого давления в камере сгорания двигателя из композиционного материала.

Указанная задача достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания, пороховой заряд, воспламенитель, сопловой блок с посадочным местом под обойму с сопловым вкладышем и мембраной, обойма выполнена в виде тонкостенного корпуса с двумя цилиндрическими юбками, при этом внутренняя юбка сопрягается с сопловым вкладышем, а наружная юбка оснащена уплотнительными кольцами и торцевым буртом и зафиксирована в посадочном месте соплового блока с помощью разрезного пружинного кольца, при этом в посадочное место соплового блока вклеен закритический вкладыш из термостойкой пластмассы в виде пустотелого цилиндра с внутренним конусом и ребрами жесткости, причем ребра жесткости в передней части имеют выступы, контактирующие с пружинным кольцом, а тонкостенный корпус и передний торец соплового вкладыша со стороны камеры сгорания защищены вкленной по эквидистантным поверхностям теплозащитной вставкой.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что выполнение уплотнительного узла на наружной поверхности юбки равноудаленным от основной обоймы через тонкостенный корпус и воздушный зазор между ними надежно обеспечивает сохранность уплотнительного узла соплового блока до полного выгорания порохового заряда в двигателе.

На прилагаемых чертежах фиг.1, фиг.2 и 3 изображена конструкция ракетного двигателя твердого топлива, где
1 - камера сгорания;
2 - пороховой заряд;
3 - воспламенитель;
4 - сопловой блок;
5 - посадочное место под обойму;
6 - обойма;
7 - мембрана;
8 - сопловой вкладыш;
9 - внутренняя юбка обоймы;
10 - наружная юбка обоймы;
11 - уплотнительное кольцо;
12 - торцевой бурт;
13 - разрезное пружинное кольцо;
14 - тонкостенный корпус;
15 - передний торец соплового вкладыша;
16 - закритический вкладыш из термостойкой пластмассы в виде пустотелого цилиндра с внутренним конусом (фиг.3);
17 - ребра жесткости закритического вкладыша с выступами;
18 - теплозащитная вставка.

Устройство и работа ракетного двигателя твердого топлива осуществляется следующим образом.

В сопловой блок 4 цилиндроконического двигателя, снаряженного смесевым пороховым зарядом 2, устанавливают обойму 6, сборка которой осуществляется предварительно, т.е. в металлическую обойму 6 на клею устанавливают мембрану 7 и, сопрягая с внутренней юбкой 9 обоймы сопловой вкладыш 8, затем тонкостенный корпус 14, закрывают (защищают) вклеенной по эквидистантным поверхностям теплозащитной вставкой 18. После высыхания клея сборку проверяют на герметичность. В кольцевые проточки наружной юбки 10 устанавливают уплотнительные кольца 11. Обойму 6 в сборе устанавливают в цилиндроконический ракетный двигатель твердого топлива со стороны сопла до упора торцевым буртом 12 юбки в проточку посадочного места 5 под обойму 6. Торцевой бурт 12 на наружной юбке 10 обоймы 6 предназначен для фиксирования обоймы 6 в заданном положении и ограничивает осевое перемещение внутрь двигателя. Для предотвращения осевого перемещения обоймы 6 соплового вкладыша 8 в сторону сопла обойма 6 фиксируется в посадочном месте 5 разрезным пружинным кольцом 13 и закрывается вклеенным пустотелым закритическим вкладышем 16 из термостойкой пластмассы с внутренними ребрами жесткости 17. После сборки соплового блока 4 в двигатель устанавливают воспламенитель 3. Для предотвращения выщелкивания разрезного пружинного кольца 13 при виброиспытаниях и транспортировании, самопроизвольное сжатие пружинного кольца ограничено выступами ребер жесткости 17, на которые оно опирается. Закритический вкладыш 16 выполнен пустотелым для облегчения веса, а ребра жесткости обеспечивают необходимую жесткость и прочность. Для предотвращения газодинамических потерь сверхзвуковая часть закритического вкладыша 16 является продолжением сверхзвуковой части термоэкрана сопла. Сопловой блок является самым напряженным участком двигателя, подвергающимся интенсивному нагреву исходящими пороховыми газами, поэтому теплозащитная вставка 18 и закритический вкладыш 16 изготовлены из теплоэрозионностойкого материала, а юбки 9, 10 обоймы разнесены одна относительно другой и соединены между собой тонкостенным корпусом 14 для снижения теплоотдачи и обеспечения надежной сохранности уплотнительных колец 11 до полного выгорания высокоэнергетического порохового заряда 2.

Работа ракетного двигателя твердого топлива осуществляется следующим образом: при срабатывании воспламенителя зажженные порошинки высыпаются в камеру сгорания двигателя и поджигают пороховой заряд, при достижении расчетного давления, обеспечивающего надежный прогрев и воспламенение порохового заряда, срезается мембрана, выходящие пороховые газы создают тягу, а при установке двигателя на ракету разгоняют ее до гиперзвуковой скорости, после чего двигатель отделяется.

Источники информации
1. Патент России 2124138 от 27.12.98 г. МПК 7 F 02 К 9/24 - аналог.

2. Патент России 2156374 от 20 сентября 2000 г. МПК 7 F 02 К 9/08 - прототип.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, пороховой заряд, воспламенитель, сопловой блок с посадочным местом под обойму с сопловым вкладышем и мембраной. Обойма выполнена в виде тонкостенного корпуса с двумя цилиндрическими юбками. Внутренняя юбка сопрягается с сопловым вкладышем. Наружная юбка оснащена уплотнительными кольцами и торцевым буртом и зафиксирована в посадочном месте соплового блока с помощью разрезного пружинного кольца. В посадочное место соплового блока вклеен закритический вкладыш из термостойкой пластмассы в виде пустотелого цилиндра с внутренним конусом и ребрами жесткости. Ребра жесткости в передней части имеют выступы, контактирующие с пружинным кольцом. Тонкостенный корпус и передний торец соплового вкладыша со стороны камеры сгорания защищены вклеенной по эквидистантным поверхностям теплозащитной вставкой. Изобретение позволяет повысить надежность в работе двигателя путем обеспечения герметичности уплотнительного узла соплового блока в условиях интенсивного нагрева и высокого давления в камере сгорания двигателя из композиционного материала. 3 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, пороховой заряд, воспламенитель, сопловой блок с посадочным местом под обойму с сопловым вкладышем и мембраной, отличающийся тем, что в нем обойма выполнена в виде тонкостенного корпуса с двумя цилиндрическими юбками, при этом внутренняя юбка сопрягается с сопловым вкладышем, а наружная юбка оснащена уплотнительными кольцами и торцевым буртом и зафиксирована в посадочном месте соплового блока с помощью разрезного пружинного кольца, при этом в посадочное место соплового блока вклеен закритический вкладыш из термостойкой пластмассы в виде пустотелого цилиндра с внутренним конусом и ребрами жесткости, причем ребра жесткости в передней части имеют выступы, контактирующие с пружинным кольцом, а тонкостенный корпус и передний торец соплового вкладыша со стороны камеры сгорания защищены вклеенной по эквидистантным поверхностям теплозащитной вставкой.