Ракетный двигатель твердого топлива

 

Двигатель предназначен для использования в ракетостроении. Он содержит порошковой заряд 7, воспламенитель 6, сопловой блок 2, в раструбе которого установлен графитовый вкладыш 4, размещенный в стальной тонкостенной цилиндрической обойме, мембрану 5, установленную в закритической зоне. При этом мембрана выполнена в виде узла, состоящего из тонкостенного алюминиевого диска с кольцевой проточкой и эквидистантного ей кольца. Кольцо со стороны диска выполнено с концентрическими выступами и по внешнему диаметру завальцовано периферийной частью диска, на котором со стороны соплового вкладыша выполнена кольцевая канавка треугольного сечения. Изобретение направлено на повышение надежности работы ракетного двигателя за счет исключения разрушения соплового графитового вкладыша при обеспечении стабильных давлений вскрытия сопловой мембраны. 3 ил.

Предлагаемое изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенства конструкций ракетных двигателей и надежности их работы.

Известна конструкция ракетного двигателя на твердом топливе [1], состоящего из корпуса с теплозащитным покрытием, соплового днища - переднего днища, заряда твердого топлива, воспламенительного устройства, поворотного сопла с сопловым вкладышем и заглушкой, установленной в расширяющейся части сопла.

Такая конструкция двигателя при всех своих достоинствах имеет существенный недостаток, а именно заглушка-диафрагма расположена в расширяющейся части сопла, а поскольку эта диафрагма вклеивается, а клей, как известно, имеет непостоянные свойства по ряду причин, то раннее вскрытие мембраны при срабатывании воспламенителя приведет к невоспламенению порохового заряда, что недопустимо.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива [2], состоящего из камеры сгорания с сопловым блоком, в критическом сечении раструба сопла которого установлен сопловой вкладыш с мембраной перед ним, пороховой заряд, воспламенитель на мембране.

Данная конструкция ракетного двигателя надежна при использовании стального молибденового вкладыша, поскольку при вылете мембраны с остатками воспламенителя на ней она не может нанести повреждение стальному вкладышу, но постановка соплового вкладыша из графита, как наиболее легкого материала при тех же габаритах приведет к его разрушению, что недопустимо.

Поэтому учитывая все перечисленные выше недостатки - задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя за счет исключения разрушения соплового графитового вкладыша при обеспечении стабильных давлений вскрытия сопловой мембраны, по сравнению с аналогом и прототипом.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, графитовый вкладыш размещен в стальной, тонкостенной цилиндрической обойме с кольцевой отбортовкой по образующей, причем мембрана установлена в закритической зоне между торцем соплового вкладыша и кольцевой отбортовкой обоймы, при этом мембрана наполнена в виде узла, состоящего из объединенных между собой тонкостенного алюминиевого диска с кольцевой проточкой и эквидистантного проточке стального высокопрочного кольца, а стальное кольцо со стороны диска выполнено с кольцевыми концентрическими выступами и по внешнему диаметру завальцовано периферийной частью диска, при этом на диске со стороны соплового вкладыша выполнена калиброванная кольцевая канавка треугольного сечения.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция мембранного узла обеспечивает надежную его заделку в сопловом блоке, а также надежный срез мембраны при постоянном расчетном давлении среза.

Изобретение поясняется фиг. 1-3, на которых приняты следующие обозначения: 1 - ракетный двигатель твердого топлива, 2 - сопловой блок, 3 - раструб сопла, 4 - графитовый вкладыш, 5 - мембранный узел (фиг. 2), 6 - воспламенитель, 7 - пороховой заряд, 8 - алюминиевый диск, 9 - стальное высокопрочное кольцо, 10 - кольцевые концентрические выступы, 11 - канавка треугольного сечения, 12 - стальная обойма.

Работа ракетного двигателя осуществляется следующим образом: в двигателе 1 при срабатывании воспламенителя 6 происходит воспламенение порохового заряда 7, образовавшиеся пороховые газы создают давление внутри двигателя, действуя при этом на мембранный узел 5, установленный в сопловом блоке 2 между графитовым вкладышем 4 и обоймой 12 и состоящий из алюминиевого диска 8, соединенного прессованием со стальным высокопрочным кольцом 9, при этом кольцевые концентрические выступы 10 внедряются в алюминий, при достижении определенного давления происходит вскрытие мембранного узла 5 по кольцевой калиброванной канавке треугольного сечения 11 алюминиевого диска 8 и унос его через раструб сопла 3.

Предложенная конструкция ракетного двигателя с таким мембранным узлом при выходе двигателя на рабочий режим не позволяет мембране вытягиваться и изгибаться по месту заделки, мембрана четко срезается по калиброванной канавке треугольного сечения при постоянном давлении в двигателе, независимо от разброса внутрибаллистических характеристик двигателя, в широком диапазоне температур. С другой стороны стальное недеформирующееся высокопрочное кольцо, контактирующее с графитовым вкладышем, надежно защищает вкладыш от трещин, сколов и других механических повреждений в момент срезания и вылета мембраны.

Выполнение на мембране некалиброванной кольцевой канавки может привести: 1 - к раннему срезу мембраны, что повлечет за собой невоспламенение порохового заряда или к его затуханию; 2 - к позднему срезу мембраны, что повлечет за собой резкий заброс давления внутри двигателя и его разрушение, что недопустимо.

Кольцевая канавка на мембране специально выполнена треугольной для создания концентрации напряжения.

Стальное кольцо со стороны диска выполнено с кольцевыми концентрическими выступами и по внешнему диаметру завальцовано периферийной частью алюминиевого диска, что увеличивает жесткость заделки и не позволяет мембране вытягиваться и изгибаться по месту заделки.

Выполнение мембраны только из одного алюминиевого диска приведет к вытягиванию и изгибанию мембраны по месту заделки и, как следствие, к трещинам и сколам графитового вкладыша, что недопустимо.

Источники информации 1. Винницкий А. М. Ракетные двигатели на твердом топливе. - М.: Машиностроение, 1973, с. 15-19, рис. 1.13 - аналог.

1. Фахрутдинов И. Х. Ракетные двигатели твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1981, с. 4-5, рис. 1.1 - прототип.

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, пороховой заряд, воспламенитель, сопловой блок, в раструбе которого установлен графитовый вкладыш с мембраной, отличающийся тем, что графитовый вкладыш размещен в стальной тонкостенной цилиндрической обойме с кольцевой отбортовкой по образующей, причем мембрана установлена в закритической зоне между торцом соплового вкладыша и кольцевой отбортовкой обоймы, при этом мембрана выполнена в виде узла, состоящего из объединенных между собой тонкостенного алюминиевого диска с кольцевой проточкой и эквидистантного проточке стального высокопрочного кольца, а стальное кольцо со стороны диска выполнено с кольцевыми концентрическими выступами и по внешнему диаметру завальцовано периферийной частью диска, при этом на диске со стороны соплового вкладыша выполнена калиброванная кольцевая канавка треугольного сечения.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3