Ракетный двигатель твердого топлива Российский патент 2022 года по МПК F02K9/95 F02K9/38 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.

Известна система аварийного спасения (САС), разработанная для спасения экипажа при аварии пилотируемых кораблей типа «Союз». Для данной системы применяется ряд твердотопливных двигателей, с помощью которых уводится и отделяется возвращаемый аппарат с экипажем. Сопловые блоки указанных двигателей располагаются на внешней поверхности корпуса ракетоносителя таким образом, что выходные сечения сопел обращены в сторону возвращаемого аппарата (см. Федеральный центр двойных технологий «СОЮЗ», стр. 5, 8. Издательский дом «Оружие и технологии», 2012 г.)

К этим двигателям, помимо общих требований, предъявляются требования в части недопустимости попадания (соударения) каких-либо отделяемых элементов с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем. Так, комиссией по расследованию катастрофы космического корабля «Колумбия» было выявлено, что причиной катастрофы стало соударение отделившегося элемента (плитки теплозащиты) по углепластиковой панели возвращаемого аппарата при взлете. От соударения образовалась царапина, которая явилась концентратором ее разрушения при спуске, приведшая к катастрофе корабля.

Одним из элементов конструкции твердотопливных двигателей, который отделяется от двигателя, является сопловая заглушка. Заглушка с одной стороны является элементом герметизации соплового тракта двигателя, обеспечивая сохранность заряда в процессе хранения и транспортирования, а с другой стороны - обеспечивает надежность зажжения заряда и стабильность выхода на режим двигателя.

Конструкция сопловых заглушек и способ крепления весьма разнообразны (см. В.В. Калинин, Ю.Н. Ковалев, A.M. Липанов «Нестационарные процессы и методы проектирования узлов РДТТ» М. Машиностроение, 1986 г., стр. 15; Ю.С. Соломонов и др. «Твердотопливные регулируемые двигательные установки» М. Машиностроение, 2011 г., стр. 92, 94, 95, 105), как и методы подтверждения параметров их вскрытия (см. И.М. Гладков и др. «Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения» М. НТЦ «Информтехника», 1993 г., стр. 6, 8, 9, 14, 87, 88, 92, 94, 95). Известна конструкция двигателя (см. сборник «Труды МИТ» том 8 часть 1 стр. 236) - принята за прототип. В этом двигателе заглушка выполнена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта.

Недостатком применения таких двигателей в САС является то, что направление вылета заглушки не поддается точному прогнозированию, так как адгезия заглушки к сопловому тракту неравномерна, и оценить траекторию вылета заглушки, которая зависит именно от того с какой стороны начнется отрыв заглушки от сопла при воздействии давления продуктов сгорания ДСН, невозможно.

Технической задачей заявленного изобретения является обеспечение вылета заглушки в заданном направлении и исключение соударения заглушки с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем.

Поставленная задача решается за счет того, что ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержащий корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой, которая изготовлена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта, а торец заглушки дополнительно подкреплен к поверхности соплового тракта с максимально удаленной от ракетоносителя стороны по дуге S длиной от 0,5 до 1,5 R, где R - радиус торца заглушки, причем расстояние L от торца сопла до торца заглушки не превышает 2R. Кроме того, подкрепление заглушки выполнено в виде деформируемой скобы, являющейся продолжением конической части заглушки, которая полностью охватывает внутреннюю поверхность соплового тракта и присоединена к его наружной поверхности.

Это позволяет точно задать сектор, в котором за счет дополнительного подкрепления будет создаваться задержка отрыва заглушки, которая и определит траекторию ее полета.

Предполагаемая конструкция ракетного двигателя твердого топлива поясняется чертежами:

Фиг. 1 - Общий вид двигателя;

Фиг. 2 - Сопловая заглушка по п. 1 формулы;

Фиг. 3 - Сопловая заглушка по п. 2 формулы.

Ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом:

При срабатывании пиропатрона (1) продукты его сгорания обеспечивают зажжение воспламенителя (2), который в свою очередь обеспечивает зажжение твердотопливного заряда (3), продукты сгорания которого истекают через сопловой тракт (4). Под действием давления продуктов сгорания происходит отделение заглушки (5), причем отрыв заглушки в дополнительно подкрепленном секторе (6) происходит с задержкой, вследствие чего возникает кратковременное изгибающее воздействие на заглушку (5) и отклонение траектории вылета заглушки (5) в направлении ее дополнительного подкрепления (6).

Данное изобретение позволяет обеспечить вылет заглушки в заданном направлении, и тем самым исключить соударение заглушки с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем.

Двигатель данной конструкции планируется применять в составе перспективных ракетных комплексов и САС.

Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержит корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой. Заглушка изготовлена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта. Торец заглушки дополнительно подкреплен к поверхности соплового тракта с максимально удаленной от ракетоносителя стороны по дуге S длиной от 0,5 до 1,5 R, где R - радиус торца заглушки, причем расстояние L от торца сопла до торца заглушки не превышает 2R. Подкрепление заглушки может быть выполнено в виде деформируемой скобы, являющейся продолжением конической части заглушки, которая полностью охватывает внутреннюю поверхность соплового тракта и присоединена к его наружной поверхности. Изобретение позволит обеспечить вылет заглушки в заданном направлении и тем самым исключить соударение заглушки с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержащий корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой, которая изготовлена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта, отличающийся тем, что торец заглушки дополнительно подкреплен к поверхности соплового тракта с максимально удаленной от ракетоносителя стороны по дуге S длиной от 0,5 до 1,5 R, где R - радиус торца заглушки, причем расстояние L от торца сопла до торца заглушки не превышает 2R.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что подкрепление заглушки выполнено в виде деформируемой скобы, являющейся продолжением конической части заглушки, которая полностью охватывает внутреннюю поверхность соплового тракта и присоединена к его наружной поверхности.