РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2006 года по МПК F02K9/34 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) с теплозащитным покрытием (ТЗП) внутренней поверхности, преимущественно к двигателям ракет малой дальности типа ПТУР.

К теплозащитным покрытиям РДТТ предъявляется ряд требований, основными из которых являются: "надежность защиты несущей конструкции, минимальная масса покрытия на 1 м² предохраняемой поверхности, хорошая оцепляемость покрытия с материалом несущей конструкции,... технологичность изготовления" (Б.В.Орлов, Г.Ю.Мазинг. "Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе". М.: "Машиностроение", 1979, стр.141).

Типовая конструкция двигателя с ТЗП внутренней поверхности показана в книге Г.М.Мелькумова и др. "Ракетные двигатели" (М.: "Машиностроение", 1976, стр.372, 373). Двигатель содержит камеру сгорания с пороховым зарядом торцевого горения и теплозащитным покрытием цилиндрической поверхности. Теплозащитное покрытие выполнено из термостойкой пластмассы, толщина слоя которой одинакова по всей длине камеры. Такое ТЗБ обычно выполняют либо заливкой непосредственно в камеру сгорания, либо предварительным прессованием цилиндрической детали с последующей ее вклейкой в камеру. В случае использования заряда торцевого горения, бронированного по наружной поверхности, выполнение ТЗП одинаковой толщины по всей длине камеры не рационально, т.к. тепловая нагрузка части камеры у переднего дна значительно меньше, чем у сопел. В предсопловом объеме поверхность камеры находится под действием горячих газов в течение всего времени работы двигателя. Передняя часть камеры в течение всего времени работы двигателя дополнительно защищается бронепокрытием. Тепловая нагрузка средней части камеры занижает промежуточное положение из-за постепенного выгорания части бронепокрытия со стороны сопел. Исходя из этого, толщина бронепокрытия в предсопловом объеме должна быть максимальной, а у переднего дна - минимальной.

Выполнение ТЗП одинаковой толщины нерационально утяжеляет конструкцию РДТТ, что для двигателей ракет малой дальности типа ПТУР является существенным недостатком.

Еще одним недостатком цельнолитой конструкции ТЗП является ограничение минимальной толщины, так при длине ТЗП 350 мм и диаметре камеры 150 мм минимальная возможная толщина ТЗП будет ˜3 мм. Практика экспериментальной отработки РДТТ ПТУР показывает, что для надежной защиты поверхностей с минимальной тепловой нагрузкой (например, у переднего дна камеры) может быть достаточно ТЗП толщиной 0,5 мм.

Задачей настоящего изобретения является уменьшение массы ТЗП при сохранении достаточной его надежности.

Указанная задача решается тем, что в РДТТ, содержащем камеру сгорания с сопловым блоком и теплозащитным покрытием цилиндрической поверхности и пороховой заряд торцевого горения, теплозащитное покрытие выполнено многослойным, каждой слой которого свернут из листа термостойкого материала. При этом листы склеены между собой и с поверхностью камеры, а стыки их смещены относительно друг друга. Листы теплозащитного покрытия выполнены разной длины, уменьшающейся к сопловому блоку.

Выполнение ТЗП многослойным, каждый слой которого свернут из листового материала, позволяет уменьшить толщину ТЗП до минимальной и равной толщине одного листа - 0,5 мм и менее. Выполнение ТЗП в виде листа с последующим свертыванием в цилиндр непосредственно в камере РДТТ повышает технологичность ТЗП, позволяя назначить менее жесткий допуск на длину листа. В этом случае зазор между концами листа в месте стыка на поверхности камеры заполняется термостойким клеем. При смещении стыков друг относительно друга вероятность разрушения стыков существенно меньше, чем в случае расположения их на одной образующей.

Выполнение листов ТЗП разной длины позволяет конструктивно просто обеспечить переменную по длине камеры толщину ТЗП, минимальную у переднего дна и максимальную у соплового блока.

На чертежах показан предлагаемый двигатель в разрезе (фиг.1 - продольный разрез, фиг.2, 3 - поперечный). Двигатель включает камеру сгорания 1 с сопловым блоком 2, заряд торцевого горения 3 с бронепокрытием 4 и теплозащитное покрытие 5, выполненное из трех листов термостойкого материала 6, 7, 8. Листы 6, 7, 8 выполнены разной длины. Лист 6 приклеен на всю длину камеры, лист 7 - от соплового блока 2 примерно до середины камеры, лист 8 - в предсопловом объеме с перекрытием небронированной части цилиндрической поверхности заряда 3. Стык каждого из листов (6, 7, 8) заполнен термостойким клеем 9.

Работает двигатель следующим образом. При зажжении порохового заряда 3 продукты сгорания его заполняют свободный объем камеры 1 между небронированным торцем заряда 3 и сопловым блоком 2 и радиальный технологический зазор между зарядом 3 и стенками камеры 1. В зоне горения и интенсивного течения горячих газов к соплам блока 2 тепловая защита стенок камеры 1 осуществляется тремя слоями ТЗП (листы 6, 7, 8). По мере выгорания заряда 3 поверхность горения перемещается вглубь камеры 1, но отток продуктов сгорания осуществляется уже не непосредственно в стенки камеры, а в бронепокрытие 4, которое играет роль дополнительной теплозащиты камеры. Однако с течением времени часть бронепокрытия сгорает (1/3...1/2 длины за время работы двигателя), поэтому средняя часть камеры защищена от прогрева двумя слоями ТЗП (листы 6 и 7), а передняя часть камеры - одним слоем ТЗП (лист 6). Длина каждого слоя ТЗП подбирается в процессе экспериментальной отработки РДТТ из условия примерно равного прогрева поверхности камеры по всей длине и сохранения прочности камеры в течение всего времени работы двигателя.

Таким образом, выполнение ТЗП многослойным, каждый слой которого свернут из термостойкого листового материала с разной длиной листов, обеспечивает оптимальную тепловую защиту стенок камеры РДТТ - достаточную тепловую защиту при минимальной толщине, переменной по длине камеры.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком и теплозащитным покрытием цилиндрической поверхности, а также пороховой заряд торцевого горения. Теплозащитное покрытие выполнено многослойным, каждой слой которого свернут из листа термостойкого материала. Листы теплозащитного покрытия выполнены разной длины, уменьшающейся к сопловому блоку, и склеены между собой и с поверхностью камеры сгорания. Стыки листов теплозащитного покрытия смещены относительно друг друга. Изобретение позволяет уменьшить массу теплозащитного покрытия при сохранении его надежности. 3 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком и теплозащитным покрытием цилиндрической поверхности и пороховой заряд торцевого горения, отличающийся тем, что теплозащитное покрытие выполнено многослойным, каждый слой которого свернут из листа термостойкого материала, при этом листы теплозащитного покрытия выполнены разной длины, уменьшающейся к сопловому блоку, и склеены между собой и с поверхностью камеры, а стыки их смещены относительно друг друга.