МЕХАНИЗМ ТЕПЛОЗАЩИТЫ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2022 года по МПК F02K9/97 F02K9/70 

Описание патента на изобретение RU2781321C2

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на твердом топливе.

Ракетный двигатель является простейшим из тепловых двигателей по конструкции. Однако поскольку ракетному двигателю приходится работать за пределами атмосферы, то возникает проблема охлаждения его рабочей камеры, контактирующей с высокотемпературными продуктами сгорания, т.к. при отсутствии атмосферы некуда сбрасывать тепло. Воздушный радиатор применить нельзя, а лучистый радиатор имеет недостаточную мощность. В жидкостном ракетном двигателе эта проблема решается путем прокачивания жидкого топлива через рубашку охлаждения, выполненную в стенках рабочей камеры. Однако в ракетных двигателях, работающих на твердом топливе такой механизм охлаждения стенок применить нельзя. Твердое топливо обычно помещается целиком в камере сгорания (КС) и, будучи герметично скрепленным со стенками КС защищает стенки КС от высокотемпературной среды в верхней части КС. Однако сопло, и особенно зона критического сечения сопла, где температура газов наиболее высокая и имеется высокая скорость течения, интенсифицирующая теплоотдачу, не могут быть экранированы топливом. В этих участках рабочей камеры приходится применять теплозащиту в виде специального покрытия, которое не дает полезной энергии, а наоборот поглощает ее, расходуя тепло на химическое разложение. Этот процесс называется абляцией.

Однако слой аблирующего теплозащитного покрытия, который можно разместить в проточной части камеры, ограничен по толщине. Причем, в процессе его выгорания увеличивается сечение проточной части сопла. Особенно неприемлемым является так называемый разгар сопла в критическом сечении, что существенным образом изменяет параметры горения и тягу. Кроме того имеет место неравномерность распределения скорости выгорания аблирующего слоя по поверхности. Причем эта неравномерность часто непредсказуемая, что вызывает соответствующую непредсказуемость профиля тяги двигателя и надежность выполнении полетного задания.

Проблема повышения стабильности тяги ракетного двигателя решается путем выполнения теплозащиты в виде лент, покрывающих внутреннюю поверхность рабочей камеры двигателя и перематываемых с помощью механизма, установленного на срезе сопла (см. например патент US 3134223, 1964, 5 с., столбец 2 строки 1-73 - столбец 3 строки 1-2, фиг. 1). При этом в данном известном решении весь запас теплозащитного материала в виде рулонов лент помещается внутри камеры сгорания, что ограничивает возможное время работы двигателя. Кроме того, это увеличивает габаритные размеры камеры сгорания, а следовательно и массу ракетного двигателя.

Целью изобретения является увеличение ресурса времени работы двигателя и снижение удельной массы конструкции двигателя.

Предлагается механизм теплозащиты рабочей камеры ракетного двигателя, содержащий набор экранирующих теплозащитных лент, расположенных у стенок в рабочей камере двигателя и перематываемых лентопротягивающим механизмом, расположенным на срезе сопла. Цель изобретения достигается тем, что ленты введены в камеру двигателя через срез сопла, идут вдоль стенки сопла к днищу камеры сгорания, где установлены направляющие ролики, и далее идут к лентопротягивающему механизму, образуя двухслойное экранирование стенок рабочей камеры. При этом ввод и вывод лент осуществляется через выходное отверстие сопла, чем обеспечивается возможность неограниченного увеличения запаса теплозащитного материала. Таким образом увеличивается ресурс времени работы двигателя без увеличения размеров и массы рабочей камеры.

Похожие патенты RU2781321C2

название год авторы номер документа
РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА 2019
  • Горшков Александр Александрович
RU2781319C2
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА СЫПУЧЕМ ТОПЛИВЕ 2019
  • Горшков Александр Александрович
RU2781320C2
РАБОЧАЯ КАМЕРА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ СЫПУЧЕГО ТОПЛИВА 2019
  • Горшков Александр Александрович
RU2783575C2
МЕХАНИЗМ ПИТАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2019
  • Горшков Александр Александрович
RU2781728C2
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2019
  • Горшков Александр Александрович
RU2749235C2
КИНЕТИЧЕСКАЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ВООРУЖЕНИЯ 2020
  • Горшков Александр Александрович
RU2752730C1
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТЫ С МНОГОСТУПЕНЧАТЫМ ТВЁРДОТОПЛИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ 2021
  • Горшков Александр Александрович
RU2804562C2
РЕАКТИВНЫЙ СНАРЯД-ПЕРЕХВАТЧИК 2021
  • Горшков Александр Александрович
RU2814225C2
ГИПЕРЗВУКОВОЙ РЕАКТИВНЫЙ СНАРЯД 2020
  • Горшков Александр Александрович
RU2754475C1
УСТАНОВКА ДЛЯ ГАШЕНИЯ РАБОТАЮЩЕГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ПРИ ИСПЫТАНИЯХ В ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ 2014
  • Патрулин Сергей Владимирович
  • Назарцев Александр Александрович
RU2559903C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 781 321 C2

Реферат патента 2022 года МЕХАНИЗМ ТЕПЛОЗАЩИТЫ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм теплозащиты камеры ракетного двигателя, содержащий набор экранирующих теплозащитных лент, расположенных у стенок в рабочей камере двигателя и перематываемых лентопротягивающим механизмом, расположенным на срезе сопла, при этом ленты введены в камеру двигателя через срез сопла, идут вдоль стенки сопла к днищу камеры сгорания, где установлены направляющие ролики, и далее идут к указанному лентопротягивающему механизму. Изобретение обеспечивает уменьшение мощности, затрачиваемой на перемотку ленты, а также повышение надежности работы механизма теплозащиты. 3 ил.

Формула изобретения RU 2 781 321 C2

Механизм теплозащиты камеры ракетного двигателя, содержащий набор экранирующих теплозащитных лент, расположенных у стенок в рабочей камере двигателя и перематываемых лентопротягивающим механизмом, расположенным на срезе сопла, отличающийся тем, что ленты введены в камеру двигателя через срез сопла, идут вдоль стенки сопла к днищу камеры сгорания, где установлены направляющие ролики, и далее идут к указанному лентопротягивающему механизму.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2022 года RU2781321C2

US 3134223 A, 25.05.1964
СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ ПРИДАНИЯ РАКЕТЕ ВРАЩЕНИЯ ОТНОСИТЕЛЬНО ПРОДОЛЬНОЙ ОСИ 2001
  • Артемьев В.С.
  • Борзов В.С.
  • Гущин О.П.
  • Кипоть Л.Л.
  • Савков А.В.
  • Телицын Ю.С.
RU2211939C2
Способ изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива 2015
  • Куртеев Владимир Аркадьевич
RU2614422C2
CN 110080909 A, 02.08.2019.

RU 2 781 321 C2

Авторы

Горшков Александр Александрович

Даты

2022-10-11Публикация

2019-09-09Подача