Корпус ракетного двигателя на твердом топливе Российский патент 2024 года по МПК F02K9/34 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к таким системам, как неуправляемые авиационные ракеты (НАР), реактивные системы залпового огня (РСЗО), стартовые ступени зенитных управляемых ракет (ЗУР) и др.

Известно техническое решение по патенту РФ №2161718 (кл. 7 F 02 K 9/30, заявл. 27.01.1999), включающее корпус ракетного двигателя и многосопловое днище, выполненные за одно целое.

Известная конструкция предназначена для ручного пуска, тоесть рассчитана на короткий отрезок времени (до 1 с) и не требует специального теплозащитного покрытия внутренней стенки. Поэтому она не может быть применена для ракетного двигателя, работающего более длительное время.

Известно техническое решение по патенту РФ №2211356 (кл. 7 F 02 K 9/32, заявл. 15.01.2002), включающее корпус ракетного двигателя и стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса.

Указанная конструкция хотя и не обладает теплозащитным покрытием внутренней стенки, но ее функцию выполняют зазор и стакан. Однако введение стакана утяжеляет конструкцию, усложняет технологию изготовления и снижает надежность работы двигателя и ракеты в целом.

В качестве прототипа выбрано техническое решение по патенту РФ №2138670 (кл. 6 F 02 K 9/08, заявл. 30.12.1997), включающее корпус ракетного двигателя, внутренняя стенка которого покрыта теплоизоляционным слоем, а сопловой блок выполнен за одно целое с корпусом ракетного двигателя.

Известная конструкция имеет своим недостатком отсутствие теплозащитного покрытия на внутренней стенке соплового блока. Это снижает надежность защиты внутренней стенки конструкции от механического воздействия продуктов сгорания твердого топлива и развиваемой ими температуры.

Предлагаемая конструкция, имея общие признаки с описанной в прототипе, содержит сопловой блок с узлами крепления оперения, выполненным за одно целое с корпусом ракетного двигателя, внутренние стенки которых снабжены эрозионно-стойким теплозащитным покрытием. Исходным материалом для изготовления всех элементов конструкции выбран сплав на основе алюминия, а покрытие изготовлено из анодной пленки оксида алюминия толщиной до 60 мкм, достаточным для защиты от прогара. При этом соотношение стенок корпуса ракетного двигателя и его соплового блока выполнено равным 5:1.

В результате патентно-информационного поиска нами не выявлены известные технические решения, обладающие перечисленными признаками и применяемые по тому же назначению.

Техническими преимуществами использования предлагаемого технического решения являются:

1) использование заготовки из тонкостенной трубы на основе сплава алюминия снижает общий вес конструкции и обеспечивает возможность нанесения эрозионностойкой анодной пленки оксида алюминия, обладающей высокой жаростойкостью и стойкостью к воздействию абразивных продуктов сгорания твердого топлива, также не снижается прочность и надежность ракетного двигателя;

2) использование соплового блока с узлами крепления оперения, выполненных за одно целое с корпусом ракетного двигателя со стенками в соотношении 5:1, а также эрозионностойкого теплозащитного покрытия на их внутренних стенках обеспечивает значительное уменьшение эксцентриситетов тяги при работе ракетного двигателя.

Сущность заявляемого технического решения и его отличие от описанного в прототипе поясняются следующими графическими материалами.

На фиг.1 приведена конструкция, описанная в прототипе, где:1 - корпус двигателя, 2 - сопловой блок, 3 - теплозащитное покрытие.

На фиг. 2 приведена предлагаемая конструкция.

Как представлено на фиг. 2, предлагаемая конструкция включает корпус 1 ракетного двигателя, сопловой блок 2, теплозащитное покрытие 3, узлы 4 крепления оперения.

Все элементы предлагаемой конструкции 1, 2, 4 выполнены за одно целое из одной трубной заготовки на основе сплава алюминия с переменным ее сечением.

Пример изготовления

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе изготавливают из тонкостенной трубы сплава на основе алюминия, например Д16Т, методом изотермической штамповки. За один ход пресса формуются как одно целое все элементы конструкции с набором металла при соотношении 5:1 по толщине стенок. На внутренней поверхности элементов конструкции формируют электрохимическим методом эрозионностойкую анодную пленку оксида алюминия толщиной до 60 мкм.

Проверка опытного образца подтвердила правильность использования в предлагаемом техническом решении всех указанных в формуле изобретения признаков. Это позволяет начать изготовление корпусов предлагаемой конструкции в массовом производстве.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к таким системам, как неуправляемые авиационные ракеты (НАР), реактивные системы залпового огня (РСЗО), стартовые ступени зенитных управляемых ракет (ЗУР) и др. Использование предлагаемого технического решения позволит снизить трудоемкость изготовления и его стоимость, общий вес ракетного двигателя и ракеты в целом, повысить надежность и точность траектории полета и освоить массовое производство. Предлагаемая конструкция включает собственно сам корпус ракетного двигателя, сопловой блок с узлами крепления оперения, выполненные за одно целое с нанесенным на внутреннюю поверхность теплозащитным покрытием. Причем вся конструкция выполнена из тонкостенной трубы из сплава на основе алюминия, а теплозащитное покрытие - из анодной пленки оксида алюминия, толщина до 60 мкм, соотношение стенок корпуса и соплового блока равно 5:1. 2 ил.

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе, включающий сам корпус и выполненный за одно целое с ним сопловой блок, при этом контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена теплозащитным покрытием, отличающийся тем, что корпус и сопловой блок выполнены изотермической штамповкой из трубы на основе сплава алюминия, теплозащитное покрытие выполнено эрозионностойким на основе анодной пленки оксида алюминия с толщиной до 60 мкм, а сопловой блок выполнен с узлами крепления оперения.