РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА Российский патент 2022 года по МПК F02K9/08 

Изобретение касается конструкции твердотопливных ракетных двигательных установок (далее РДУ).

Сравнительный анализ различных типов химических РДУ приведен в книге: В.Е. Алемасов и др. «Теория ракетных двигателей», изд. 3 под ред. акад. В.П. Глушко, М. Машиностроение., 1980 г. Преимуществом твердотопливных РДУ перед жидкостными состоит в более простой конструкции, возможности уменьшения размерности ракет, повышении пожарной безопасности при использовании, высокой готовности к использованию. Недостатками известных твердотопливных РДУ являются: а) большая масса рабочей камеры двигателя, приобщаемая к конечной ступени ракеты, что заставляет увеличивать число ступеней, б) проблематичность управления тягой, в) критичность монолитного твердого топлива к старению, деформациям, усадке, влажности и скорости горения, г) проблематичность тепловой защиты камеры сгорания и сопла, которая осуществляется за счет покрытия внутренних поверхностей рабочей камеры жаростойкими, выгорающими в процессе работы (аблируюшими) материалами, что увеличивает объем камеры и массу РДУ.

В качестве прототипа рассмотрим РДУ по патенту RU 2076937, 1997, 8 с, Она содержит камеру сгорания, сопло и монолитное твердое топливо. Причем для усиления теплозащиты в камеру помещен вспенивающийся от тепла материал, который обладает малой теплопроводностью и обменивается в процессе работы двигателя. Однако в камере сгорания невозможно разместить большое количество обменивающегося материала теплозащиты, достаточное для длительного рабочего цикла. Кроме того имеют место перечисленные выше недостатки твердотопливных РДУ по пунктам а), б), и в).

Целью изобретения является уменьшение массы конструкции твердотопливной РДУ и увеличение ресурса ее работы.

Предлагается ракетная двигательная установка, содержащая камеру сгорания, сопло и твердое топливо. Цель изобретения достигается тем, что она содержит бункер для твердого сыпучего топлива, днище которого выполнено в виде поршня и установлено с возможностью перемещения вдоль оси обечайки бункера. Причем на указанном днище установлена рабочая камера двигателя, соединенная с полостью бункера посредством шлюзового механизма питания и снабженная механизмом теплозащиты, выполненным в виде лент, пропущенных через уплотнительное устройство в полость рабочей камеры и соединенных с механизмом перемотки, установленным на срезе сопла двигателя. При этом обечайка указанного бункера состоит из кольцеобразных секций, которые перекрещиваются с наложенными на них с внутренней стороны указанными теплозащитными лентами, расположенными вдоль образующих обечайки бункера.

По мере расходования сыпучего топлива, днище бункера вдвигается в обечайку. При этом, кольцеобразные секции обечайки, по мере подъема днища бункера, поочередно опускаются ниже днища, теряют контакт с теплозащитными лентами, вследствие чего отделяются от ракеты. Таким образом, реализуется периодическое отбрасывание массы обечайки топливного бункера, а масса теплозащитных лент, пройдя через рабочую камеру двигателя, сгорает после ее выхода из механизма перемотки. Этим обеспечивается многократное уменьшение конечной массы РДУ и возможность уменьшения числа ступеней ракеты. При этом, за счет возобновляемости теплозащиты, рабочий ресурс РДУ многократно возрастает, что обеспечивает возможность многоразового использования двигательной установки.

Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием примера выполнения и тремя фигурами.

На фиг. 1 схематично изображена предлагаемая РДУ.

На фигурах 2 и 3 показаны разрезы плоскостями А-А и Б-Б, отмеченными на фиг. 1.

Предлагаемая РДУ содержит бункер 1 сыпучего твердого топлива, обечайка 2 которого состоит из кольцевых секций 3, плотно состыкованных между собой и снабженных кольцеобразной арматурой 4. К внутренней поверхности колец 3 прилегают ленты 5, изготовленные из материала, способного служить эффективной аблирующей теплозащитой, и в то же время, достаточно эластичного, чтобы допускать не только изгибания, но и седлообразные деформации. Подходящими свойствами обладает горючая компонента смесевого ракетного твердого топлива. Ленты 5 также могут быть армированы, например углеродными или кварцевыми волокнами. При этом арматура должна располагаться ближе к наружной стороне ленты, которая не подвержена сильному нагреву. Ленты 5 располагаются вдоль образующих обечайки 2 и равномерно распределены по окружности (см. фиг. 2). При этом ленты прижаты к поверхности кольцевых секций 3 силами давления сыпучего топлива, что создает трение, достаточное для фиксации кольцевых секций 3 и лент 5 от взаимного смещения под действием всевозможных рабочих усилий.

Днище 6 бункера 1 выполнено в виде поршня, плотно прилегающего к обечайке 2. К днищу 6 жестко прикреплена рабочая камера 7 ракетного двигателя. Камера 7 состоит из двух частей конической формы, образующих камеру сгорания 8 и сопло 9. Камера сгорания 8 отделена от полости бункера 1 днищем 10, снабженным теплоотводящей рубашкой 11. По периферии днища 10 кольцеобразно расположены роторы 12 шлюзового механизма питания, снабженные приводом синхронного вращения (привод не показан).

Огибая днище, ленты 5 проходят через уплотнительные устройства в рабочую камеру 7, и далее направляются вдоль стенок рабочей камеры 7 к критическому сечению. При этом ленты 5 сближаются между собой и располагаются с взаимным перекрытием (нахлестом) спиралеобразно (см. фиг. 3). На срезе сопла ленты 5 огибают систему роликов 13 механизма протяжки лент, снабженного электроприводом (не показан).Затем ленты свободно свисают, входя в контакт с реактивной струей двигателя. Чечевицеобразной формой сечения лент 5 достигается форма критического сечения сопла, близкая к круглой. Верхние концы лент 5 (не показаны) присоединены к верхней крышке бункера, на которой закреплена вышележащая ступень ракеты или головная часть с полезной нагрузкой.

Работает предлагаемая РДУ следующим образом. Ролики 13, работая в режиме постоянного натяжения и синхронного перемещения, сжимают сыпучее топливо в бункере 1, не допуская образования больших пустот при расходовании топлива. При этом за счет синхронности вращения роликов 13 обеспечивается параллельность перемещения днища. Уплотнение лент 5 при входе их в камеру 7 достигается за счет легкоплавкой компоненты, входящей в состав лент 5, например в виде парафина. При синхронном вращении роторов 12 сыпучее топливо перемещается из бункера 1 в рабочую камеру 7, двигаясь в ячейках ротора против перепада давлений. Дойдя до кольцевого окна 14, сыпучее топливо вылетает из ячеек роторов 12 под действием центробежных сил, образуя завесу в виде струй «а», которые экранируют днище 10 камеры сгорания от излучения.

Перемещающиеся вниз ленты 5 увлекают за собой и кольцевые секции 3, а, пройдя поршень, ленты 5 отклоняются от кольцевой секции 3, освобождая ее. В результате освобожденная кольцевая секция 3 отстает от ускоряющейся вверх ракеты, т.е., движется, как показано стрелками «б». Конический щиток 15 предотвращает зацепление секций 3 за двигатель.

Таким образом, часть конструкционного материала топливного бункера 1 отбрасывается практически пропорционально расходу топлива, а другая часть, выполняет функцию непрерывно обмениваемой теплозащиты стенок рабочей камеры. При этом обращенная к огню поверхность лент разлагается (аблирует) и обугливается. При этом арматура, располагающаяся практически у стенок камеры, остается достаточно прочной.

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Ракетная двигательная установка, содержащая камеру сгорания, сопло и твердое топливо, согласно изобретению она содержит бункер для твердого сыпучего топлива с днищем, которое установлено с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера и на котором установлена рабочая камера ракетного двигателя, соединенная с бункером посредством шлюзового механизма питания и снабженная теплозащитой в виде пропущенных через ее полость лент, связанных с механизмом перемотки лент, установленным на срезе сопла, причем обечайка бункера образована кольцеобразными секциями, которые перекрещиваются с наложенными на них с внутренней стороны бункера вышеуказанными теплозащитными лентами, расположенными вдоль образующих обечайки бункера. Изобретение обеспечивает уменьшение массово-габаритных характеристик двигателя, управление тягой, а также запуск и выключение двигателя в полете. 3 ил.

Ракетная двигательная установка, содержащая камеру сгорания, сопло и твердое топливо, отличающаяся тем, что она содержит бункер для твердого сыпучего топлива с днищем, которое установлено с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера и на котором установлена рабочая камера ракетного двигателя, соединенная с бункером посредством шлюзового механизма питания и снабженная теплозащитой в виде пропущенных через ее полость лент, связанных с механизмом перемотки лент, установленным на срезе сопла, причем обечайка бункера образована кольцеобразными секциями, которые перекрещиваются с наложенными на них с внутренней стороны бункера вышеуказанными теплозащитными лентами, расположенными вдоль образующих обечайки бункера.