РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ Российский патент 2007 года по МПК F02K9/32 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) с прочно скрепленным зарядом смесевого твердого топлива, например, в маршевых двигателях крылатых ракет малого радиуса действия.

Известна конструкция маршевого РДТТ крылатой ракеты с длительным временем работы (150-300с), состоящая из цилиндрического корпуса, в средней части которого расположено несколько сопел, оси которых расположены под углом 15...20° к продольной оси двигателя. Заряд твердого топлива состоит из двух полузарядов, забронированных по всем поверхностям, кроме одного торца. Горящие поверхности полузарядов обращены навстречу друг другу, что обеспечивает постоянство положения центра масс двигателя при его работе [см. И.Х.Фахрутдинов, А.В.Котельников. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М., Машиностроение, 1987, стр.28].

Недостатком известного устройства является малое значение полного импульса реактивной силы. Причиной этого является применение вкладного заряда торцевого горения, при котором достаточно большой объем камеры сгорания занимает теплозащитное и бронирующее покрытия, а также гарантированный зазор между этими покрытиями (застойная зона). Кроме этого наличие наклонных сопел увеличивает потери тяги двигателя.

Известна конструкция РДТТ, состоящая из обечайки, переднего и заднего днища, на последнем из которых установлено сопло, ось которого совпадает с продольной осью двигателя. Заряд выполнен прочно скрепленным по наружному диаметру с корпусом двигателя. По продольной оси заряда установлена жаростойкая эластичная труба, прочно скрепленная с каналом заряда, которая выполняет функцию газовода и бронирующего покрытия канала заряда. Заряд горит с обоих торцов, что обеспечивает постоянство центра масс двигателя [см. патент США №3765177, приоритет от 16 октября 1973 г., кл. F02K 9/04]. Данное устройство принято в качестве прототипа.

Признаки прототипа, являющиеся общими с заявляемым изобретением, - корпус с расположенным соосно соплом, заряд с незабронированными торцами, скрепленный с жаростойкой центральной трубой, установленной по оси заряда и прочно скрепленной с каналом заряда.

Недостатком известного устройства, принятого за прототип, является высокое напряженно-деформированное состояние заряда, обусловленное тем, что заряд выполнен прочно скрепленным по наружному диаметру с корпусом двигателя и при уменьшении температуры начинает сжиматься и стремится оторваться от корпуса по своему максимальному диаметральному размеру. Это ведет к большим напряжениям на контакте заряд-корпус и значительным деформациям топлива в зоне канала и, соответственно, к снижению надежности двигателя. Кроме того, недостатком является низкая надежность бронирующего покрытия, которое будет находиться в высокотемпературном потоке продуктов сгорания, и в условиях нагружения внешним давлением из-за перепада давления между зоной горения и каналом заряда.

Задачей изобретения является увеличение надежности и полного импульса РДТТ длительного времени работы.

Поставленная задача решается за счет того, что в известном ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем корпус с расположенным соосно соплом, заряд с незабронированными торцами, скрепленный с жаростойкой центральной трубой, установленной по оси заряда и прочно скрепленной с каналом заряда, жаростойкая центральная труба выполнена из жесткого материала, например из металла с нанесенным теплозащитным покрытием или из композиционного материала, и закреплена к решеткам, расположенным у заднего и переднего днища корпуса и опирающимся на корпус, между наружной поверхностью заряда и корпусом установлена разрезная манжета, имеющая в средней части сплошную перемычку.

Признаки предлагаемого устройства, отличительные от прототипа, - выполнение жаростойкой центральной трубы из жесткого материала, например из металла с нанесенным теплозащитным покрытием или из композиционного материала, и закрепленной к решеткам, которые расположены у заднего и переднего днища корпуса и опираются на корпус; наличие разрезной манжеты, установленной между наружной поверхностью заряда и корпусом и имеющей в средней части сплошную перемычку.

Благодаря тому, что заряд скреплен с корпусом двигателя по поверхности канала заряда контакт между узлом крепления и топливом происходит по минимальному диаметру, что уменьшает напряженно-деформированное состояние заряда. При уменьшении температуры заряд начинает сжиматься и облегает жесткую центральную трубу. Максимальные напряжения при этом уменьшаются в 3...5 раз. Кроме этого полностью исключается отслоение топлива от корпуса. Все это ведет к увеличению надежности двигателя. Уменьшение напряженно-деформированного состояния дает возможность увеличить отношение между наружным и внутренним диаметрами заряда. Это приведет к увеличению коэффициента поперечного заполнения камеры сгорания топливом, увеличит полный импульс реактивной силы двигателя и дальность полета ракеты. Жаростойкая центральная труба выполняет функцию не только тепловой защиты, но и силового элемента, на котором крепится заряд, поэтому она должна обладать необходимой прочностью и жесткостью. Она может выполняться из композиционного материала или из металла с нанесенным теплозащитным покрытием. Центральная труба крепится к решеткам, установленным в области переднего и заднего днища корпуса двигателя и передающим нагрузку на корпус. Для защиты наружной поверхности заряда от горения на ней устанавливается разрезная манжета, одной поверхностью скрепляемая с внутренней поверхностью корпуса, а другой - с наружной поверхностью заряда. Чтобы не было перетекания продуктов сгорания по заманжетной полости, в средней ее части разрез не выполняется.

На фиг.1 изображен общий вид РДТТ длительного времени работы.

На фиг.2 показан фрагмент А на фиг.1.

На фиг.3 показан фрагмент Б на фиг.1.

Конструкция РДТТ длительного времени работы содержит корпус 1 с расположенным соосно соплом 2, заряд 3 твердого топлива, скрепленный с жаростойкой центральной трубой 4. Центральная труба 4 крепится к решеткам 5, которые расположены у заднего и переднего днища корпуса 1 и опираются на корпус 1. Между наружной поверхностью заряда 3 и внутренней поверхностью корпуса 1 установлена разрезная манжета 6, имеющая в средней части сплошную перемычку.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. При эксплуатации двигатель находится под воздействием колебаний температуры окружающей среды, в заряде 3 возникают температурные напряжения, которые воспринимает центральная труба 4. Напряжения в этом месте будут сжимающие, поэтому отслоения топлива от центральной трубы 4 исключены. На границе заряд-корпус двигателя напряжения отсутствуют из-за наличия разрезной манжеты 6. В средней части манжеты 6 разрез отсутствует, поэтому в этой части возникают достаточно большие напряжения, но они воспринимаются не топливом, а резиной, физико-механические характеристики которой значительно выше, чем у топлива. При запуске двигателя воспламеняются торцы заряда 3, продукты сгорания от переднего торца заряда 3 проходят через отверстие центральной трубы 4, смешиваются с продуктами сгорания от заднего торца заряда 3 и истекают через сопло 2, ось которого параллельна оси корпуса. Продукты сгорания заполняют также заманжетную полость. Переток продуктов сгорания по зазору между наружной поверхностью заряда 3 и корпусом 1 двигателя исключается наличием неразрезанной части манжеты в средней ее части.

Предлагаемое устройство позволяет увеличить надежность двигателя за счет уменьшения напряжений в заряде в 3...5 раз и исключения отслоений топлива при увеличении полного импульса реактивной силы двигателя на 4...6% за счет увеличения массы топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива с прочно скрепленным зарядом смесевого твердого топлива, например, в маршевых двигателях крылатых ракет малого радиуса действия. Ракетный двигатель на твердом топливе содержит корпус с расположенным соосно соплом и заряд с незабронированными торцами, скрепленный с жаростойкой центральной трубой. Жаростойкая центральная труба установлена по оси заряда, прочно скреплена с каналом заряда и закреплена к решеткам, расположенным у заднего и переднего днища корпуса и опирающимся на корпус. Жаростойкая центральная труба выполнена из жесткого материала, например из металла с нанесенным теплозащитным покрытием или из композиционного материала. Между наружной поверхностью заряда и корпусом установлена разрезная манжета, имеющая в средней части сплошную перемычку. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет уменьшения напряжений в заряде и исключения отслоений топлива, а также увеличить полный импульс реактивной силы за счет увеличения массы топлива. 3 ил.

Ракетный двигатель на твердом топливе, содержащий корпус с расположенным соосно соплом, заряд с незабронированными торцами, скрепленный с жаростойкой центральной трубой, установленной по оси заряда и прочно скрепленной с каналом заряда, отличающийся тем, что жаростойкая центральная труба выполнена из жесткого материала, например из металла с нанесенным теплозащитным покрытием или из композиционного материала, и закреплена к решеткам, расположенным у заднего и переднего днища корпуса и опирающимся на корпус, между наружной поверхностью заряда и корпусом установлена разрезная манжета, имеющая в средней части сплошную перемычку.