Ракетный двигатель твердого топлива



Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2403429:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с узлами отсечки тяги, снабженными пиросредствами, и узел стыка, размещенный вокруг узлов отсечки тяги. В узле стыка напротив узлов отсечки тяги выполнены лючки, имеющие отбортовки и закрытые крышками. Отбортовки лючков выполнены в виде полых цилиндров, расположенных соосно узлам отсечки тяги. Зазоры между отбортовками и узлами отсечки тяги превышают перемещения узлов отсечки тяги при предельной деформации корпуса от максимального внутрикамерного давления. На отбортовках выполнены упорные элементы, с которыми контактируют крышки, выполненные в виде стаканов, косо расположенные донышки которых расположены заподлицо с наружной поверхностью узла стыка. На наружной цилиндрической поверхности каждой крышки установлен узел герметизации. Изобретение позволяет упростить конструкцию ракетного двигателя и повысить ее надежность за счет исключения попадания продуктов сгорания внутрь узла стыка при работе узлов отсечки тяги с обеспечением герметичности узла стыка в состоянии поставки и работы ракетного двигателя, а также обеспечения равнопрочности узла стыка. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с отсечкой тяги посредством узлов отсечки тяги (УОТ), закрытых вскрываемыми по команде заглушками.

Известен РДТТ (позиция 6) [Разумеев В.Ф., Ковалев Б.К. Основы проектирования баллистических ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1976, 356 с., страница 54, рис.3.3] с узлами отсечки-тяги и узлом стыка, размещенным вокруг УОТ. В узле стыка напротив УОТ выполнены прямоугольные лючки, закрытые крышками (позиция 7). Указанный РДТТ имеет следующие недостатки. В процессе срабатывания УОТ в вакууме расширение струи продуктов сгорания в большом секторе (порядка 180°) приводит к попаданию продуктов сгорания во внутреннюю полость узла стыка через открытые прямоугольные лючки. Соответственно наблюдаются нежелательные, динамическое и тепловое воздействие на ракету. Кроме того, прочность узла стыка, прорезанного прямоугольными лючками, снижается, что вызывает потребность увеличения его толщины. В состоянии поставки и работы РДТТ герметизация лючков с прямоугольным контуром затруднена, т.е. характеризуется низкой надежностью. При разработке РДТТ целесообразно сводить к минимуму (исключать) зазоры между УОТ и лючком. Сопряжение УОТ с узлом стыка по плотной посадке (без зазоров) возможно, если корпус РДТТ выполнен малодеформируемым, металлическим. Однако для уменьшения массы корпуса современные РДТТ, как правило, выполняют из композиционного материала (органо-, угле-, стеклопластика), характеризующегося повышенной (по сравнению с металлом) деформируемостью.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива второй ступени (позиция 7) [Разумеев В.Ф., Ковалев Б.К. Основы проектирования баллистических ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1976, 356 с., страница 55, рис.3.4, предпоследний абзац страницы 55]. Данный РДТТ содержит выполненный из композиционного материала корпус с узлами отсечки тяги и узлом стыка (или отсеком), размещенным вокруг УОТ. Недостатки указанного РДТТ связаны с тем, что выполненный из композиционного материала корпус обладает повышенной деформируемостью. Соответственно установленные на пластиковом корпусе УОТ «дышат» во время работы РДТТ (перемещаются относительно узла стыка), отслеживая деформации корпуса от внутрикамерного давления. Т.к. УОТ «дышат», обеспечение непопадания продуктов сгорания во внутреннюю полость узла стыка через места сопряжении УОТ и его раструба, раструба УОТ и открытого лючка проблематично. Возникают определенные трудности конструктивного исполнения специальных, требующих герметичности, узлов компенсации смещения УОТ (например, сильфонов). Эти же узлы компенсации должны обеспечивать герметичность внутренней полости-узла стыка со стороны окружающей среды при полете ракеты. Подвод кабелей к находящимся внутри раструбов УОТ пиросредствам УОТ затруднен в том случае, если газовый тракт УОТ полностью отделен от внутренней полости узла стыка (а его, как указано выше, целесообразно со стороны внутренней полости узла стыка герметизировать). В УОТ требуется выполнять специальные гермовыводы для кабелей. Надежность таких узлов вызывает вопросы.

Технической задачей настоящего изобретения является исключение попадания продуктов сгорания внутрь узла стыка при работе УОТ с обеспечением герметичности узла стыка в состоянии поставки и работы РДТТ при обеспечении доступа к пиросредствам УОТ кабелей, обеспечение равнопрочности узла стыка, упрощение конструкции с повышением ее надежности.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с узлами отсечки тяги (УОТ), снабженными пиросредствами, узел стыка, размещенный вокруг УОТ, при этом в узле стыка напротив УОТ выполнены лючки, имеющие отбортовки, и закрытые крышками, отбортовки лючков выполнены в виде полых цилиндров, расположенных соосно УОТ. Зазоры между отбортовками и УОТ превышают перемещения УОТ при предельной деформации корпуса от максимального внутрикамерного давления. На отбортовках выполнены упорные элементы, с которыми контактируют крышки, выполненные в виде стаканов, косо расположенные донышки которых расположены заподлицо с наружной поверхностью узла стыка. На наружной цилиндрической поверхности каждой крышки установлен узел герметизации. Наружные части УОТ и узел стыка (или часть узла стыка) могут быть выполнены отъемными. На УОТ может быть выполнен вырез, обеспечивающий доступ к пиросредству УОТ-кабеля.

Технический результат достигается многофункциональностью отбортовок, которые не просто экранируют внутреннюю полость узла стыка, а служат эжектором. Эжектор обеспечивает отсос газа из внутренней полости узла стыка струей продуктов сгорания, истекающих через УОТ при их работе. При этом зазоры между УОТ и отбортовкой допустимы (даже необходимы). Эти зазоры до срабатывания УОТ обеспечивают доступ к пиросредствам УОТ-кабелей. Т.е. предлагаемая конструкция не требует наличия гермовыводов для кабелей. При работе РДТТ УОТ «дышат» в пределах указанных зазоров (деформации от внутрикамерного давления днища органопластикового корпуса РДТТ сопровождаются перемещениями УОТ относительно узла стыка (т.е. относительно лючков и отбортовок)). Перемещения УОТ не приводят к нарушению целостности и герметичности предлагаемой конструкции. Герметичность узла стыка в состоянии поставки и работы РДТТ обеспечивается тем, что предлагаемая компоновка предусматривает наиболее типовую и проверенную схему узла герметизации крышки (радиальное уплотнение цилиндрической поверхности). Равнопрочность узла стыка достигается тем, что насколько лючки ослабляют несущую способность узла стыка, настолько отбортовки его усилят. Большая несущая способность отбортовок обусловлена большой высотой их стенок, сопоставимой с высотой УОТ. Упрощение конструкции достигается за счет того, что предлагаемое техническое решение позволяет исключить из конструкции компенсаторы деформаций корпуса (например, сильфоны), гермовыводы кабелей, упростить узел герметизации за счет использования радиального уплотнения цилиндрической поверхности крышки (а не прямоугольного или эллиптического контура). Упрощение конструкции повышает ее надежность.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:

на фиг.1 показан продольный разрез РДТТ в исходном состоянии (и в соответствующем ему состоянии работы РДТТ на режиме маршевой тяги);

на фиг.2 показан РДТТ при работе УОТ.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит выполненный из композиционного материала (органопластика) корпус 1, на днище (преимущественно переднем) которого установлены узлы отсечки тяги (УОТ) 2. Наружные части 3 УОТ 2 (раструбы) выполнены отъемными и крепятся посредством шпилек. УОТ 2 снабжены пиросредствами 4, размещенными на заглушках УОТ 2 (т.е. внутри раструбов УОТ 2 - наружных частей 3). Узел 5 стыка РДТТ (передняя юбка, отсек) размещен вокруг УОТ 2. В узле 5 стыка напротив УОТ 2 выполнены лючки 6. Лючки 6 по своему эллиптическому контуру снабжены отбортовками 7. Отбортовки 7 выполнены в виде полых цилиндров, расположенных соосно УОТ 2. Зазоры (радиальные и осевые) между отбортовками 7 и УОТ 2 превышают перемещения УОТ 2 (относительно узла 5 стыка) при предельной деформации корпуса 1 от максимального внутрикамерного давления при работе РДТТ. Кроме того, зазоры обеспечивают осевой доступ через лючок 6 монтажного инструмента (торцевого-гаечного ключа) к шпилькам, крепящим наружные части 3 УОТ 2 (раструбы) в процессе сборки РДТТ. На каждой отбортовке 7 (например, со стороны ее внутреннего торца) выполнены упорные элементы 8. С упорными элементами 8 контактируют крышки 9. Крышки 9 выполнены в виде стаканов, косо расположенные донышки которых расположены заподлицо с наружной поверхностью узла 5 стыка. На наружной цилиндрической поверхности каждой крышки 9 установлен узел 10 герметизации. Крышки 9 от выпадения наружу могут быть зафиксированы известными фиксаторами (на чертеже не показаны). Фиксаторы могут быть установлены внутри узла 5 стыка или снаружи (например, в виде стяжной ленты, охватывающей крышки 9). Фиксаторы для своего срабатывания могут содержать известные элементы ослабленного сечения (например, срезаемые штифты) или известные механизмы принудительного срабатывания с пиросредствами.

Узел 5 стыка (или его часть) выполнен отъемным для монтажа УОТ 2. Монтаж УОТ 2, как указано выше, должен проводиться со снятыми наружными частями 3 УОТ 2 (раструбами). Это требуется для того, чтобы наружные части 3 не препятствовали отбортовкам 7 при последующей установке узла 5 стыка. На УОТ 2 выполнен вырез 11, обеспечивающий доступ к пиросредству 4 УОТ 2 кабеля 12. Кабели 12 предназначены для подачи к пиросредствам 4 команды на отсечку тяги.

Устройство работает следующим образом. При старте ракеты узел 5 стыка испытывает сжимающие и изгибные нагрузки, а также воздействие наружного избыточного давления, которое обусловлено скоростными напорами. Если старт ракеты производится из-под воды, то гидростатическое давление воды обуславливает еще больший уровень наружного избыточного давления. При этом крышки 9 от их проваливания вовнутрь узла 5 стыка удерживают упорные элементы 8. Приложенные к узлу 5 стыка указанные нагрузки распределяются между его обечайкой и отбортовками 7. Герметчность внутренней полости узла 5 стыка обеспечивают узлы 10 герметизации. При работе РДТТ УОТ 2 «дышат» в пределах зазоров, остающихся до отбортовок 7 (деформации от внутрикамерного давления днища органопластикового корпуса 1 РДТТ сопровождаются перемещениями УОТ 2 относительно узла стыка 5 (т.е. относительно отбортовок 7)). Перемещения УОТ 2 не приводят к нарушению целостности и герметичности рассматриваемой конструкции. После подъема ракеты в разреженные слои атмосферы крышки 9 целесообразно сбросить известными способами и устройствами. Сброс крышек 9 после срабатывания удерживающих их фиксаторов может осуществляться от остаточного во внутренней полости узла 5 стыка давления или специальными пружинами. Возможен вариант совмещения сброса крышек 9 со срабатыванием УОТ 2. Команда на отсечку тяги посредством кабелей 12 подается на пиросредства 4. Срабатывание УОТ 2 обеспечивает отсос газа из внутренней полости узла 5 стыка струей продуктов сгорания, истекающих через УОТ2 при их работе за счет эжекции. Тем самым исключается попадание продуктов сгорания внутрь узла 5 стыка при работе УОТ 2, т.е. сводится к минимуму тепловое и динамическое воздействие на ракету.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран ракетный двигатель твердого топлива второй ступени (позиция 7) [Разумеев В.Ф., Ковалев Б.К. Основы проектирования баллистических ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1976, 356 с., страница 55, рис.3.4, предпоследний абзац страницы 55], заключается в исключении попадания продуктов сгорания внутрь узла стыка при работе УОТ с обеспечением герметичности узла стыка в состоянии поставки и работы РДТТ при обеспечении доступа к пиросредствам УОТ кабелей, обеспечении равнопрочности узла стыка, упрощении конструкции с повышением ее надежности.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с узлами отсечки тяги (УОТ), снабженными пиросредствами, узел стыка, размещенный вокруг УОТ, при этом в узле стыка напротив УОТ выполнены лючки, имеющие отбортовки и закрытые крышками, отличающийся тем, что отбортовки лючков выполнены в виде полых цилиндров, расположенных соосно УОТ, а зазоры между отбортовками и УОТ превышают перемещения УОТ при предельной деформации корпуса от максимального внутрикамерного давления, при этом на отбортовках выполнены упорные элементы, с которыми контактируют крышки, выполненные в виде стаканов, косорасположенные донышки которых расположены заподлицо с наружной поверхностью узла стыка, причем на наружной цилиндрической поверхности каждой крышки установлен узел герметизации.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что наружные части УОТ и узел стыка (или часть узла стыка) выполнены отъемными.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что на УОТ выполнен вырез, обеспечивающий доступ к пиросредству УОТ кабеля.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с отсечкой тяги посредством узлов отсечки тяги (УОТ), выполненных в виде сопел противотяги, закрытых вскрываемыми (или прорубаемыми) по команде заглушками.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с отсечкой тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при обработке останова ЖРД с удалением остатков топлива из заклапанных полостей. .

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.
Наверх