Корпус ракетного двигателя твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива



Корпус ракетного двигателя твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива
Корпус ракетного двигателя твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2408791:

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

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля и ракетного двигателя, содержащего данный корпус. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит обечайку, днища и секцию, в которой выполнены боковые фланцы крепления сопел. Днища выполнены с центральными фланцами крепления крышек, а корпус, на его внутренней поверхности, дополнительно включает теплозащитное покрытие. Теплозащитное покрытие имеет переменную толщину, выполненную технологически минимально возможной с увеличением только вокруг фланцев. Обечайка, днища и секция, имеющая боковые фланцы крепления сопел, выполнены за одно целое. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему указанный выше корпус и скрепленный с его теплозащитным покрытием заряд, имеющий центральный канал. Заряд снабжен щелями, выполненными в виде сквозных газоводов, проходящими через боковые фланцы корпуса. Изобретения позволяют повысить объемное заполнение корпуса топливом, уменьшить его габариты, упростить технологию изготовления ракетного двигателя и уменьшить потери энергии при работе. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) системы аварийного спасения космического корабля и РДТТ, содержащего данный корпус.

Известны корпус и содержащий данный корпус РДТТ, сопловой блок которого выполнен по «тянущей» схеме и образован развернутыми назад несколькими соплами, установленными в ресивере (секции) [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, 328 с.: ил., страница 28, рис.1.15, схема (м)]. Ресивер установлен на передней части РДТТ. Ресивер (секция) входит в состав корпуса РДТТ, т.к. ресивер (секция) является продолжением камеры сгорания. Внутренне теплозащитное покрытие (ТЗП) рассматриваемого корпуса имеет большую массу, т.к. его значительная часть обеспечивает защиту ресивера в сложных газодинамических условиях разворота высокоскоростного потока продуктов сгорания почти на 180° и открыто для воздействия продуктов сгорания с самого начала работы двигателя.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению «Корпус РДТТ» является корпус РДТТ [Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987. - 272 с.: ил., страница 86, рис.5.7]. Корпус РДТТ содержит два полукорпуса (обечайки с днищами) и секцию, в которой выполнены боковые фланцы крепления сопел. В представленной схеме при ее работе наблюдается разворот потока продуктов сгорания на 90° (а не на 180°, как у ранее описанной схемы), что несколько снижает интенсивность теплообмена внутри секции. Недостатком рассматриваемой схемы является большая масса конструкции, обусловленная двумя стыками полукорпусов и тепловым воздействием на стенки секции, подверженной все время работы интенсивному нагреву.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению «РДТТ» является РДТТ со скрепленным зарядом [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, 328 с.: ил., страницы 10-12, рис.1.6]. РДТТ содержит корпус и скрепленный с его теплозащитным покрытием заряд, имеющий центральный канал. Недостатком указанной схемы является то, что компоновка заряда не обеспечивает подход продуктов к боковым фланцам крепления сопел, т.е. для их размещения требуется специальная секция (ресивер), увеличивающая массу и габариты РДТТ.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы и габаритов корпуса РДТТ, упрощение технологии изготовления РДТТ, содержащего данный корпус, уменьшение потерь энергии при работе РДТТ.

Сущность изобретения «корпус РДТТ» заключается в том, что в корпусе ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), содержащем обечайку, днища и секцию, в которой выполнены боковые фланцы крепления сопел, днища выполнены с центральными фланцами крепления крышек, а корпус, на его внутренней поверхности, дополнительно включает теплозащитное покрытие, имеющее переменную толщину, выполненную технологически минимально возможной с увеличением только вокруг фланцев. Обечайка, днища и секция, имеющая боковые фланцы крепления сопел, выполнены за одно целое.

Сущность изобретения «РДТТ» заключается в том, что в РДТТ, содержащем корпус и скрепленный с его теплозащитным покрытием заряд, имеющий центральный канал, заряд снабжен щелями, выполненными в виде сквозных газоводов, проходящими через боковые фланцы корпуса, а корпус выполнен вышеописанным образом (см. предыдущий абзац).

Технический результат в корпусе РДТТ достигается сокращением его длины за счет повышения объемного заполнения топливом корпуса при исключении из конструкции корпуса отсеков, не заполненных топливом, выполнением теплозащитного покрытия с минимальной массой. Уменьшение массы корпуса (и двигателя в целом) таким образом, достигается за счет:

1) уменьшения общей длины оболочки, нагруженной высоким давлением;

2) исключения из конструкции высоконагруженных стыков (секции с полукорпусами);

3) отсутствия в конструкции открытых участков внутренней поверхности, подверженных интенсивному тепловому воздействию «разворачивающегося» потока продуктов сгорания. Основную теплозащиту конструкции осуществляет топливо; в процессе работы открываются незначительные утолщенные участки ТЗП вокруг фланцев.

Наличие центральных фланцев крепления крышек требуется для центрального канала заряда.

Технический результат в РДТТ достигается тем, что оснастка для формования заряда состоит из предельно простых элементов - центральной цилиндрической иглы (устанавливаемой в центральные фланцы крепления крышек) и формирующих щели боковых игл (устанавливаемых в боковые фланцы крепления сопел). Уменьшение потерь энергии при работе РДТТ достигается предельным уменьшением открытых участков ТЗП, прогрев которых приводит к тепловым потерям, и более плавным подходом продуктов сгорания к соплам, обеспечивающим уменьшение газодинамических потерь. Представленная конструкция заряда обеспечивает исключение из конструкции ТЗП необходимости в раскрепляющих манжетах за счет того, что щели-газоводы заряда снижают уровень его напряженно-деформированного состояния (НДС). Характер зависимости величины горящей поверхности от свода для предложенного заряда находится на приемлемом для данного типа двигателей уровне.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:

на фиг.1 показан продольный разрез корпуса РДТТ и РДТТ;

на фиг.2 показана зависимость величины горящей поверхности от свода для предложенного РДТТ.

Корпус 1 ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) содержит обечайку 2, днища 3 с центральными фланцами 4 крепления крышек и секцию 5, в которой выполнены боковые фланцы 6 крепления сопел, теплозащитное покрытие 7 (ТЗП) внутренней поверхности корпуса 1. Обечайка 2, секция 5 и днища 3 выполнены за одно целое (могут быть соединены между собой посредством сварки). Толщина ТЗП 7 по внутренней поверхности корпуса 1 выполнена технологически минимально возможной (формируемой 1-2 слоями сырой коландрованной резины), а увеличение толщины ТЗП 7 выполнено только в кольцевых зонах 8 вокруг фланцев 4 и 6. В составе РДТТ к боковым фланцам 6 крепятся сопла (например, 4 штуки), а к центральным фланцам 4 крепятся крышки (передняя и задняя), одна из которых снабжена воспламенителем. Сопла и крышки на фиг.1 не показаны.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) содержит корпус 1 и скрепленный с его теплозащитным покрытием 7 заряд 9, имеющий центральный канал 10. Заряд 9 снабжен щелями 11, выполненными в виде сквозных газоводов, проходящими через боковые фланцы 6 корпуса 1.

Устройство работает следующим образом. При наземной эксплуатации наблюдается отклонение среднеобъемной температуры заряда от ее равновесного значения. Интенсивность напряженно-деформированного состояния при этом уменьшает разгружающий элемент, которым являются щели 11. При запуске РДТТ горящая поверхность заряда 9 образуется центральным каналом 10 и щелями 11. При этом щели 11 выполняют функцию газоводов, через которые поток продуктов сгорания направляется к соплам (к боковым фланцам 6). При выгорании заряда 9 открываются незначительные утолщенные участки кольцевых зон 8 вокруг фланцев 4 и 6. На фиг.2 показана зависимость величины горящей поверхности от свода для заряда 9.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, заключается в уменьшении массы и габаритов корпуса РДТТ, упрощении технологии изготовления РДТТ, содержащего данный корпус, уменьшении потерь энергии при работе РДТТ.

1. Корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий обечайку, днища и секцию, в которой выполнены боковые фланцы крепления сопел, отличающийся тем, что днища выполнены с центральными фланцами крепления крышек, а корпус, на его внутренней поверхности дополнительно включает теплозащитное покрытие, имеющее переменную толщину, выполненную технологически минимально возможной с увеличением только вокруг фланцев, причем обечайка, днища и секция, имеющая боковые фланцы крепления сопел, выполнены за одно целое.

2. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус и скрепленный с его теплозащитным покрытием заряд, имеющий центральный канал, отличающийся тем, что заряд снабжен щелями, выполненными в виде сквозных газоводов, проходящими через боковые фланцы корпуса, а корпус выполнен по п.1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к теплозащитным материалам, которые могут использоваться в авиа- и ракетостроении, и способны к экологически чистой утилизации в составе изделия.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусам твердотопливных ракетных двигателей из композиционного материала. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусам ракетных двигателей на твердом топливе, изготовляемым из композиционного материала. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) с зарядами из смесевых топлив, скрепленными со стенками корпуса двигателя с помощью защитно-крепящего слоя.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусу ракетного двигателя твердого топлива, изготовляемому из композиционного материала. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке корпусов из композиционных материалов ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на твердом топливе и может быть использовано при проектировании скрепленного с корпусом двигателя заряда из смесевого твердого топлива.

Изобретение относится к области изготовления оболочек из композиционных материалов и может найти применение в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива, выполненных из полимерных композиционных материалов.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива, газогенераторов и вкладных зарядов твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к зарядам твердого ракетного топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ТРТ для газогенераторов и ракетных двигателей.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования преимущественно в газогенераторах и ракетных двигателях, снаряженных зарядами твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к отрасли ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов для ракетных двигателей твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к области разработки технологии изготовления зарядов из твердых ракетных топлив и касается способа их получения. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении вкладных зарядов и ракетных двигателей твердого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ракетного двигателя твердого ракетного топлива
Наверх