Ракетный двигатель твёрдого ракетного топлива

Ракетный двигатель твердого топлива содержит прочно скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам с помощью манжет канальный заряд. Манжеты выполнены с утолщением в горловине. При выходе на горловину размер утолщения манжеты вдоль образующей горловины составляет 1,5-2,5 толщины манжеты. Угол, образованный поверхностью утолщения, обращенной к топливу, и осью канала заряда составляет 45-90°. Изобретение позволит обеспечить в двигателе максимальный объём для заполнения топливом и исключить появление дефектов при заполнении. 4 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности, к двигателям, содержащим заряды смесевого твердого топлива, и может быть использовано в ракетах (реактивных снарядах) с твердотопливными двигателями.

Объект изобретения представляет собой ракетный двигатель с зарядом твердого топлива, прочно скрепленным корпусом двигателя и раскрепленным по торцам с днищами двигателя, содержащий внутреннюю камеру горения, образованную центральным каналом и компенсатором поверхности, например, щелевыми вырезами.

Скрепление топлива с корпусом обеспечивается, как правило, только по боковой поверхности.

Торцы заряда защищены (флегматизированы) от несанкционированного горения с помощью манжет. Манжеты выполняются из пластины эластичного материала и скреплены с корпусом по части боковой поверхности и откреплены от днищ посредством размещения между манжетой и теплозащитным покрытием специальной разделительной прокладки.

К конструкциям ракетных двигателей с манжетами предъявляются ряд известных требований, выполнение которых в совокупности обеспечивают его работоспособность:

1. Поверхности манжет, обращенные к топливу, не должны содержать зон, так называемых “карманов”, где мог бы скапливаться (капсулироваться) воздух при заполнении корпуса топливом.

2. Манжеты должны сохранять форму, т.е. обладать достаточной устойчивостью для исключения деформирования манжет (морщинистость, провисание и т.п.) усилиями, возникающими при подготовке корпуса для заполнения, а также при течении топливной массы в корпусе при деформировании заряда.

3. Обеспечивать защиту горловины двигателя от попадания на ее металлические поверхности топливной массы (технологического облоя). Наличие облоя чревато снижением безопасности работ при обращении с двигателем (например, при сборке).

4. Обеспечивать защиту заманжетного пространства (зазора между днищем и манжетой) от попадания в него топливной массы. Наличие топливной массы в заманжетном пространстве может изменить расчетный характер работы двигателя при огневых испытаниях.

Конструкций двигателя, которые удовлетворяли бы в полной мере всем перечисленным требованиям, нет.

Из известных наиболее близкой предлагаемому изобретению по ограничительным признакам является конструкция, представленная патентом США №1082, 1992.08.04, кл. F 02 K 009-18, принимаемая авторами за прототип.

Сущность ракетного двигателя твердого топлива, принятого за прототип (см. фиг.1), состоит в том, что он содержит канальный заряд твердого топлива 1, прочно скрепленный с корпусом двигателя 2 и раскрепленный с днищами двигателя по торцам с помощью разделительной (антиадгезионной) прокладки 4 и манжеты, имеющей горловину А с участком Б, где поверхность, обращенная к топливу, составляет с осью двигателя угол В>90°, при этом у заряда защищены (флегматизированы) и поверхность торца и поверхность части канала на длине Б, т.е. двигатель, принятый за прототип, содержит заряд, топливо которого размещено, в том числе, и в углублении манжеты.

Конструкция двигателя - прототип, действительно решает ряд проблем, в том числе, следующие:

1. 3а счет формы манжете придается устойчивость при воздействии усилий, возникающих при течении массы в корпусе в процессе формования заряда, что исключает деформирование ее (морщинистость, провисание и т.п.).

2. Обеспечивается защита посадочных участков горловины двигателя и входа в заманжетное пространство от попадания на них топливной массы за счет насадки манжеты на технологическую втулку с небольшим натягом.

К недостаткам данной конструкции-прототипа следует отнести следующее:

1. Манжета 3 (см. фиг.1), имеющая участок, у которого угол В между поверхностью, обращенной к топливу, и осью двигателя составляет более 90° (т.е. выполненная с углублением), предопределяет появление в двигателе зоны с возможным дефектом.

В этой зоне (участок Б) возможна капсуляция воздуха в топливе, т.е. его “захлопывание” при заполнении двигателя топливом, что исключает монолитность (однородность) топлива, т.е. делает его пористым. Это приводит, как правило, к появлению нерасчетных баллистических характеристик при проведении огневых работ.

2. Изготовление манжет представляется сложным.

Общими признаками прототипа и предлагаемого решения является наличие в двигателе конструктивного элемента, так называемой манжеты, флегматизирующей торцы заряда твердого топлива и одновременно выполняющей ряд других функций, в том числе, обеспечивающей качество заряда.

Технической задачей предлагаемого изобретения является устранение недостатков изобретения-прототипа, а именно, создание конструкции двигателя с манжетой, имеющей конфигурацию, которая обеспечивает качественное изготовление двигателей, и размеры, отвечающие требованиям по минимизации конструктивных элементов, размещаемых внутри двигателя и относящихся к пассивному весу.

В отличие от прототипа в предлагаемом изобретении авторами предлагается использовать манжету, конфигурация которой выполнена таким образом, что в ней отсутствует зона, где мог бы “захлопываться” воздух, а требования к сохранению формы ее и к исключению прохода топливной массы в заманжетное пространство обеспечиваются за счет выбора оптимальных размеров утолщения манжеты в ее горловине.

Технический результат предлагаемого изобретения достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива, содержащий канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам с днищем с помощью манжет, имеющих горловину, выполнен так, что манжете придана конфигурация, обеспечивающая устойчивость (сохранение формы) за счет утолщения Г в горловине, равной (1,5-2,5)·Д_м, где Д_м - толщина манжеты, см. фиг.2, 3, 4, а внутренняя поверхность утолщенной части манжеты (обращенной к топливу) расположена под углом К=45-90°.

На фиг.2, 3, 4 представлен предлагаемый ракетный двигатель 1, содержащий сопло 3, воспламенитель 4, заряд 2, манжету 5 и разделительную прокладку 6.

Новое конструктивное решение позволяет:

1. Обеспечить устойчивость ее формы при действии сил, возникающих при формовании заряда за счет принятого утолщения манжеты в горловине, равного (1,5-2,5)·Д_м.

2. Исключить проход топливной массы в заманжетное пространство и на посадочные участки горловины двигателя при формовании заряда за счет оптимальной толщины утолщения манжеты в горловине, контактирующей с небольшим натягом с технологической втулкой 7 (см. фиг.3).

3. Исключить возможность образования дефектов в топливе (в заряде) в виде воздушных раковин за счет расположения внутренней поверхности утолщения манжеты (прилегающей к топливу) под углом 45-90°.

Эффект от предлагаемого изобретения определяется следующим:

Заполнение корпуса двигателя топливной массой ведется в вертикальном положении через отверстие в технологической втулке, на которую с небольшим натягом заведена утолщенная горловина манжеты.

Масса топлива, попадая в корпус, начинает растекаться в начале по внутренней поверхности манжеты и далее заполняет весь корпус.

Многочисленные экспериментальные исследования показали:

- при расположении внутренней поверхности манжеты под углом В>90° (см. фиг.1), т.е. при наличии углубления, топливная масса, затекая в углубление, “накрывает” находящийся там воздух и “захлопывает” его, образуя дефектный участок (с воздушной раковиной);

- при расположении внутренней поверхности манжеты под углом оси двигателя К<45° (см. фиг.3) возникает составляющая силы при поддавливании топливной массы в конце заполнения (требуется по технологическому регламенту), которая действует на манжету радиально в направлении от оси заряда и увеличивает зазор между горловиной манжеты и технологической втулкой, что приводит к проникновению топливной массы в заманжетное пространство и, соответственно, к браку;

- при толщине манжеты в горловине менее 1,5·Д_м нарушается сохранность формы манжеты;

- при толщине манжеты более 2,5·Д_м увеличивается усилие снятия манжеты с технологической втулки при распрессовке, что приводит к отслоению манжеты от топлива.

Таким образом, экспериментальные исследования показали, что предлагаемая авторами конструкция минимизирована по размерам и тем самым обеспечивается максимальный объем в двигателе для заполнения его топливом, и в, то же время, исключается возможность появления дефектов при заполнении.

Предлагаемая конструкция двигателя нашла применение при разработке РДТТ класса “воздух-поверхность” и прошла экспериментальную проверку.

При этом каких-либо замечаний к конструкции и необходимости в доработке не было.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам с помощью манжет, имеющих горловину, отличающийся тем, что в горловине манжета выполнена с утолщением, при этом размер утолщения манжеты при выходе на горловину вдоль ее (горловины) образующей составляет 1,5-2,5 толщины манжеты, а угол, образованный поверхностью утолщения, обращенной к топливу, и осью канала заряда составляет 45-90°.