РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2011 года по МПК F02K9/70 

Изобретение относится к ракетным двигателям, а именно к ракетным двигателям на пастообразном топливе.

Из-за разности значений тепловых коэффициентов расширения конструкции двигателя и порохового заряда в ракетных двигателях (с зарядом на пастообразном или твердом порохе) должна быть предусмотрена компенсация тепловых усадок (КТУ) порохового заряда. В случае вставного твердого порохового заряда КТУ обеспечивает отсутствие зазора между зарядом и крышками двигателя, а в случае пастообразного порохового заряда КТУ ликвидирует пустоты, образующиеся в массе пороха, поскольку образующиеся пустоты приводят к увеличению поверхности горения пороха и резкому (нерасчетному) увеличению давления в камере сгорания, что снижает надежность работы двигателя и может привести к его выходу из строя.

Известны ракетные двигатели, в которых КТУ осуществляется путем поджатия топлива пружиной, опирающейся с одной стороны на крышку двигателя, а с другой - через промежуточную деталь (опорную пластину) на пороховой заряд. Двигатель с таким устройством КТУ приведен в Инженерном справочнике по управляемым снарядам (К.У.Бессерер, Воениздат министерства обороны СССР, 1962 г., стр.543, Рис.153). Компенсация тепловых усадок здесь производится путем использования винтовой пружины сжатия, опирающейся с одной стороны на переднюю крышку двигателя, а с другой - через опорную пластину на пороховой заряд.

Представленный в указанном источнике ракетный двигатель принят в качестве ближайшего аналога предлагаемого изобретения.

Недостатком известной конструкции ракетного двигателя является то, что при таком решении существенная часть двигателя занята пружиной (в случае удлинения корпуса двигателя λ_дв=8…10 длина пружины может достигать 10% длины корпуса), что является нерациональным и увеличивает массу конструкции ракетного двигателя.

Кроме того, при длительном хранении двигателя отдельно и в составе изделия (например, при сроке эксплуатации изделия 10 и более лет) силовая пружина может потерять свои механические характеристики, что может привести к аварийной ситуации.

Задачей изобретения является создание ракетного двигателя на пастообразном топливе с надежной компенсацией его температурных (тепловых) усадок, обеспечиваемой без увеличения длины и массы корпуса двигателя.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является уменьшение массы и габаритов ракетного двигателя с пастообразным топливом, а также увеличение надежности и безопасности работы двигателя при его эксплуатации.

Для решения поставленной задачи в ракетном двигателе, содержащем корпус, включающий заднюю крышку с сопловым блоком и сопловой заглушкой, и размещенный в нем заряд топлива, снабженный механизмом его поджатия, механизм поджатия для заряда из пастообразного топлива выполнен в виде поршня, установленного в корпусе двигателя со стороны соплового блока, и источника газа, сообщающегося с полостью между поршнем и сопловой заглушкой. При этом поршень механизма поджатия заряда из пастообразного топлива выполнен в виде полого цилиндра с герметизирующими кольцами на боковой поверхности и отверстиями на его торце, закрытыми мембранами, выполненными преимущественно из медной фольги. Источник газа выполнен в виде пиропатрона с баллоном, размещенного снаружи на задней крышке корпуса в районе критического сечения сопла.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется представленным на чертеже общим видом двигателя.

Двигатель согласно заявляемому изобретению содержит корпус двигателя 1, пастообразный пороховой заряд 2, поршень 3 с герметизирующими кольцами 4 на его наружной поверхности и с отверстиями 5 на его торцевой поверхности, закрытые мембранами 6. На наружной поверхности корпуса 1 (в районе критического сечения сопла двигателя) закреплен источник газа в виде пиропатрона 7 с баллоном 8. Полость баллона 8 соединена через дюзу 9 с полостью 10, образованной поршнем 3, задней крышкой 11 и сопловой заглушкой 12.

Запуск двигателя осуществляется следующим образом. По сигналу «Пуск» поступает команда на пиропатрон 7, и после его срабатывания газ поступает за сотые доли секунды в баллон 8, а из баллона через дюзу 9 - в сопловую полость 10. При достижении давления в полости ~20 кг/см², что происходит за 0,2…0,3 сек, подается сигнал на запуск двигателя. Двигатель начинает работать, после чего происходит разрыв мембран 6 в районе отверстий 5, расположенных на торцевой поверхности поршня 3, при этом выхлопные газы выходят наружу и выбивают заглушку 12, герметизировавшую сопловую часть двигателя.

Использование в предлагаемом двигателе источника газа в виде комбинации пиропатрона с баллоном целесообразно для получения достаточно медленного (0,2…0,3 с) повышения давления в сопловой полости, поскольку при постепенном возрастании давления в сопловой полости (вследствие дозированного истечения газа из баллона) и происходящего при этом поджатия порохового заряда поршнем образовавшиеся ранее в пастообразном топливе газовые пузыри частично растворяются в пасте, а частично разбиваются на очень мелкие пузырьки, которые не представляют опасности при работе двигателя.

Использование герметизирующих колец поршня и прорываемых при определенном давлении мембран, закрывающих отверстия на его торце, позволяет достаточно простым образом осуществлять как предпусковое сдавливание пастообразного топлива, так и не препятствовать последующему сгоранию заряда двигателя. При этом в качестве материала указанных мембран целесообразно использование медной фольги.

Проведенные эксперименты с предлагаемым устройством двигателя показали эффективность используемой компенсации температурных усадок его пастообразного топлива. Имевшиеся до срабатывания КТУ газовые пузыри исчезли - частично растворились в пастообразном порохе, а частично разбились на очень мелкие элементы, не влияющие на горение топлива.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет увеличить коэффициент заполнения камеры сгорания двигателя с пастообразным пороховым зарядом, уменьшить массу двигателя и увеличить его надежность при эксплуатации.

Изобретение относится к ракетным двигателям, а именно к ракетным двигателям на пастообразном топливе. Ракетный двигатель содержит корпус, включающий заднюю крышку с сопловым блоком и сопловой заглушкой, размещенный в нем заряд топлива, снабженный механизмом его поджатия. Механизм поджатия выполнен в виде поршня, установленного в корпусе двигателя со стороны соплового блока, и источника газа, сообщающегося с полостью между поршнем и сопловой заглушкой. Поршень выполнен в виде полого цилиндра с герметизирующими кольцами на боковой поверхности и отверстиями на торце, закрытыми мембранами. Источник газа выполнен в виде пиропатрона с баллоном, размещенного снаружи на задней крышке корпуса в районе критического сечения сопла. Мембраны выполнены, преимущественно, из медной фольги. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя на пастообразном топливе, а также снизить его массу. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Ракетный двигатель, содержащий корпус, включающий заднюю крышку с сопловым блоком и сопловой заглушкой, и размещенный в нем заряд топлива, снабженный механизмом его поджатия, выполненным в виде поршня, установленного в корпусе двигателя со стороны соплового блока, и источника газа, сообщающегося с полостью между поршнем и сопловой заглушкой, отличающийся тем, что поршень выполнен в виде полого цилиндра с герметизирующими кольцами на боковой поверхности и отверстиями на его торце, закрытыми мембранами, а источник газа - в виде пиропатрона с баллоном, размещенного снаружи на задней крышке корпуса в районе критического сечения сопла.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что мембраны выполнены, преимущественно, из медной фольги.