РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С РЕВЕРСОМ ТЯГИ Российский патент 2009 года по МПК F02K9/92 F02K9/88 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов. Противоштопорные ракеты устанавливаются на внешних пилонах под крылом самолета (см. фиг.1). Управление ракетами производится летчиком с помощью специального пульта. Конструкция противоштопорной ракеты должна, во-первых, позволять создавать реактивную тягу в любом, одном из двух направлений, что необходимо для вывода самолета из правого или левого вращения в штопоре, если самолет не выходит из штопора при помощи аэродинамических рулей, во-вторых, в нужное время обнулять тягу ракеты путем создания противотяги. Схемы двигателей с реверсом тяги приведены в патенте России №2091600, кл. F02K 7/18. В них на камере сгорания соосно в противоположных направлениях выполняются сопла. Истечение газового потока в прямом и (или) обратном направлении обеспечивается осевым перемещением тел вращения, перекрывающих или открывающих доступ газа в то или иное сопло (полость). При этом очевидно, что двигатели с реверсом тяги должны иметь фиксирующий элемент или механизм, позволяющий перепускному устройству находиться в нужном положении. В известном устройстве, приведенном в патенте Великобритании №2283537 фиг.3, противоположно расположенные 4 сопла позволяют изменить вектор тяги твердотопливного двигателя (системы) в широком диапазоне с достаточно высокой точностью. Регулирование вектора тяги осуществляется путем перемещения центрального тела в критическом сечении сопла. Перемещаясь, центральное тело изменяет проходное сечение сопла. К особенностям такой конструкции можно отнести:

- необходимость применения достаточно сложных и массивных приводов центрального тела (перепускного устройства);

- необходимость применения высоконадежных систем управления и контроля работы исполнительных органов. Применение приведенного выше эффективного, многофункционального устройства управления вектором тяги вполне оправдано в некоторых ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ). Однако в двигателях с более простым регулированием вектора тяги, например, созданием противотяги, применение известного устройства значительно усложняет конструкцию, снижает ее надежность, а также увеличивает массу двигателя. Задачей настоящего изобретения является создание РДТТ с использованием простых и надежных перепускных устройств.

Поставленная задача достигается тем, что в ракетном двигателе с реверсом тяги, содержащем камеру сгорания с соосно расположенными и противоположно направленными соплами, перепускное устройство, выполненное в виде неподвижного стакана с окнами на боковой поверхности и втулки, установленной внутри стакана с возможностью осевого перемещения, стакан и втулка зафиксированы с помощью штифта, имеют каждый два ответных уступа на контактирующих цилиндрических поверхностях, одна пара которых образует герметичную полость, которая сообщена с полостью пиропатрона, другая расположена вокруг окон, причем штифт установлен в герметичной полости и площадь его поперечного сечения определяют исходя из соотношения

P_к·S₁<к[τ]·F<P_п·S₂,

где К - коэффициент запаса;

[τ] - допускаемое напряжение на срез;

F - площадь сечения среза срезного элемента;

Р_к - давление в камере сгорания;

Р_п - давление в герметичной полости;

S₁ - площадь уступа втулки у окон стакана;

S₂ - площадь уступа втулки в герметичной полости.

На торце установлен деформируемый Г-образный насадок с внутренним конусом, а на наружной поверхности сопла выполнен ответный наружный конус, причем над наружным конусом на внутренней поверхности стакана выполнена канавка.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен полет самолета в режиме «плоского штопора»; на фиг.2 - полет самолета в режиме «противоштопор»; на фиг.3 - полет самолета в режиме «обнуления (реверса) тяги»; на фиг.4 - горизонтальный полет самолета; на фиг.5 - ракетный двигатель с реверсом тяги (продольный разрез); на фиг.6 - перепускное устройство с соплом в положении «закрыто»: на фиг.7 - выносной элемент II на фиг.6 в масштабе 2:1; на фиг.8 - выносной элемент I на фиг.6 в масштабе 2:1; на фиг.9 - перепускное устройство с соплом в положении «открыто»; на фиг.10 - выносной элемент I на фиг.9 в масштабе 2:1.

На фиг.5 приведен продольный разрез ракетного двигателя с реверсом тяги. Внутри цилиндрического корпуса 1, соединенного с днищами 2, расположен пороховой заряд 3. На днищах установлены сопла 4 и одинаковые перепускные устройства 5.

На фиг.6 приведено перепускное устройство 5 с соплом в положении «закрыто». В нем неподвижный стакан 6 и подвижные втулки 7 имеют два ответных уступа 8 и 9. Одна пара уступов (фиг.8) образует с помощью кольцевых уплотнений 10 герметичную полость. Эта полость сообщается с полостью пиропатрона 11. В этой же герметичной полости установлен срезной элемент - штифт 12, фиксирующий положение втулки 7.

Другая пара уступов (фиг.7) расположена вокруг окон 13 и герметизируется кольцевыми уплотнениями 14. На торце втулки 7 установлен деформируемый насадок 15 Г-образной формы с внутренним конусом 16. На наружной поверхности сопла 4 выполнен ответный конус 17. Над этим конусом на внутренней поверхности стакана расположена канавка 18.

Устройство работает следующим образом.

При запуске двигателя происходит воспламенение порохового заряда 3 и срабатывание пиропатрона 11 в одном из двух перепускных устройств. Пиропатрон создает в полости A (фиг.8) давление Р_п, которое, действуя на уступ 8 площадью S₂ втулки, создает необходимое для среза штифта 12 усилие Р_п·S₂, при этом должно выполняться условие

к[τ]F<Р_п·S₂,

где к - коэффициент запаса;

[τ] - допускаемое напряжение на срез;

F - площадь сечения среза штифта.

При перемещении втулки из фиксированного положения увеличивается объем полости А. Вследствие этого, давление в полости резко падает. Поэтому дальнейшее перемещение втулки и ее фиксация в крайнем положении «открыто» осуществляется за счет усилия, возникающего от действия внутрикамерного давления на уступ 9 втулки. Здесь следует заметить, что срез штифта, перемещение и фиксация втулки в крайнее положение только за счет давления, создаваемого пиропатроном, в условиях увеличения объема А, требует значительного увеличения мощности пиропатрона и площади уступа 8 втулки. Такое решение нецелесообразно, т.к. увеличивает массу и габариты двигателя.

Фиксация втулки в крайнем положении, когда окна 13 открыты и пороховые газы поступают в предсопловую полость, происходит следующим образом.

При перемещении втулки конус 16 насадка 15, взаимодействуя с наружным насадком сопла 4, деформируется, заполняя канавку 18.

По условиям работы приведенного РДТТ включение другого перепускного устройства производится для получения противотяги в любой момент работы двигателя. До этого момента механизм 15 находится в положении «закрыто» (аналогично, изображенному на фиг.6), и втулка механизма воспринимает усилие Р_к·S₁, где Р_к - давление в камере сгорания двигателя; S₁ - площадь уступа 8 втулки.

При этом усилии штифт не должен разрушаться, т.е. должно выдерживаться соотношение P_кS₁<к[τ]F.

Таким образом, предложенная конструкция обеспечивает надежную работу двигателя как при прямой тяге, так и при ее реверсе с помощью достаточно простого устройства.

Изобретения относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов. Ракетный двигатель с реверсом тяги содержит камеру сгорания с соосно расположенными и противоположно направленными соплами и перепускное устройство. Перепускное устройство выполнено в виде неподвижного стакана с окнами на боковой поверхности и втулки, установленной внутри стакана с возможностью осевого перемещения. Стакан и втулка зафиксированы с помощью штифта и имеют каждый два ответных уступа на контактирующих цилиндрических поверхностях, одна пара которых образует герметичную полость, которая сообщена с полостью пиропатрона, другая расположена вокруг окон. Штифт установлен в герметичной полости, а площадь его поперечного сечения определяют исходя из соотношения защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить надежную работу двигателя как при прямой тяге, так и при ее реверсе. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

1. Ракетный двигатель с реверсом тяги, содержащий камеру сгорания с соосно расположенными и противоположно направленными соплами, перепускное устройство, отличающийся тем, что перепускное устройство выполнено в виде неподвижного стакана с окнами на боковой поверхности и втулки, установленной внутри стакана с возможностью осевого перемещения, причем стакан и втулка зафиксированы с помощью штифта, имеют каждый два ответных уступа на контактирующих цилиндрических поверхностях, одна пара которых образует герметичную полость, которая сообщена с полостью пиропатрона, другая расположена вокруг окон, причем штифт установлен в герметичной полости, а площадь его поперечного сечения определяют исходя из соотношения
P_кS₁<к[τ]F<P_пS₂,
где к - коэффициент запаса;
[τ] - допускаемое напряжение на срез;
F - площадь срезного элемента (штифта);
Р_к - давление в камере сгорания;
Р_п - давление в герметичной полости;
S₁ - площадь уступа втулки у окон стакана;
S₂ - площадь уступа втулки в герметичной полости.

2. Ракетный двигатель с реверсом тяги по п.1, отличающийся тем, что на торце втулки установлен деформируемый Г-образный насадок с внутренним конусом, а на наружной поверхности сопла выполнен ответный наружный конус, причем над наружным конусом на внутренней поверхности стакана выполнена канавка.