Ракетный двигатель твердого топлива


 


Владельцы патента RU 2435062:

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

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, запускаемого после его выталкивания пороховым аккумулятором давления из пускового контейнера. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с узлом крепления хвостового отсека, сопло и кольцевой экран, расположенный вокруг сопла и снабженный узлом сопряжения с хвостовым отсеком. Узел сопряжения кольцевого экрана с хвостовым отсеком выполнен в виде крепящегося к хвостовому отсеку полого цилиндра, днища которого имеют центральные отверстия, через которые проходит кольцевой экран. На кольцевом экране установлен поршень, разделяющий объем полого цилиндра на надпоршневую полость, расположенную между поршнем и внутренним объемом хвостового отсека, и подпоршневую полость. Надпоршневая полость сообщена с окружающей средой, а подпоршневая полость сообщена с внутренним объемом хвостового отсека. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя, уменьшить воздействие на корпус при старте, а также компенсировать технологические погрешности размеров при установке хвостового отсека. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), запускаемого после его выталкивания пороховым аккумулятором давления (ПАДом) из пускового контейнера.

Известно, что пуск некоторых ракет, содержащих РДТТ, производится из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления (ПАДа) [Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра: Научно-популярный журнал. Май-июнь 1999 г. Зенитные Ракетные Комплексы ПВО сухопутных войск. Страница 24, третий столбец, четвертый абзац]. В подобных системах в большинстве случаев встает вопрос защиты нижнего днища ракеты (РДТТ) от действия давления продуктов сгорания ПАДа, т.к. днище, как правило, рассчитано на работу только от внутрикамерного давления еще не работающего в этот момент маршевого РДТТ.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является РДТТ ракеты РТ-23УТТХ [А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. - СПб, Невский бастион - Гангут, 1999, страница 233]. На хвостовой отсек ракеты, пристыкованный к указанному РДТТ, установлен сбрасываемый поддон. Сопло и днище РДТТ размещены внутри хвостового отсека ракеты. При срабатывании ПАДа давление продуктов сгорания воздействует на поддон и создает силу, выталкивающую ракету из контейнера. Эта сила передается на ракету через ее хвостовой отсек, конструкция которого рассчитана на значительные сжимающие и изгибающие нагрузки. Воздействие продуктов сгорания на нижнее днище ракеты исключено благодаря поддону. После выхода ракеты из пускового контейнера поддон сбрасывается, и запускается маршевый РДТТ ракеты. Недостатком указанных РДТТ и системы старта является наличие сбрасываемого элемента - поддона. Ввиду того, что поддон при своем падении может повредить пусковую установку, наличие подобных сбрасываемых элементов для некоторых типов ракет недопустимо. Возможен вариант несбрасываемого поддона, образованного хвостовым отсеком и кольцевым экраном, расположенным вокруг сопла. Кольцевой экран снабжен узлом сопряжения с хвостовым отсеком. В данном варианте при срабатывании ПАДа на кольцевой экран действует сила, величина которой зависит от схемы узла сопряжения с хвостовым отсеком. Если данный узел допускает продольное смещение хвостового отсека относительно кольцевого экрана, то на кольцевой экран действует сила, равная произведению давления, развиваемого ПАДом, на площадь круга с диаметром, равным диаметру узла сопряжения с хвостовым отсеком. Если узел сопряжения с хвостовым отсеком выполнен в виде упора или жесткого крепления, то сила, действующая на кольцевой экран, может иметь несколько меньшее значение, т.к. большая часть нагрузки от ПАДа передается через более жесткое звено - хвостовой отсек. Однако и в этом случае сила, действующая на кольцевой экран, имеет существенную величину, а ее направление для корпуса РДТТ является неоптимальным. Т.е. указанная сила может приводить к потере устойчивости днища корпуса, рассчитанного на внутреннее давление, а также к выдавливанию соплового фланца во внутрь корпуса РДТТ (в случае, если корпус выполнен из композиционного материала намоткой на закладные фланцы).

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение воздействия на корпус при старте и повышение надежности, компенсация технологических погрешностей длинновых размеров при установке хвостового отсека.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с узлом крепления хвостового отсека, сопло, кольцевой экран, расположенный вокруг сопла и снабженный узлом сопряжения кольцевого экрана с хвостовым отсеком, узел сопряжения с хвостовым отсеком выполнен в виде крепящегося к хвостовому отсеку полого цилиндра, днища которого имеют центральные отверстия, через которые проходит кольцевой экран. На кольцевом экране установлен поршень, разделяющий объем полого цилиндра на надпоршневую полость, расположенную между поршнем и внутренним объемом хвостового отсека, и подпоршневую полость. Надпоршневая полость сообщена с окружающей средой, а подпоршневая полость сообщена с внутренним объемом хвостового отсека.

Технический результат достигается тем, что на поршень действует сила, оттягивющая кольцевой экран в сторону, противоположную направлению осевого непосредственного воздействия на кольцевой экран, возникающего от ПАДа. Указанная сила (в зависимости от соотношения площадей поршня и круга с диаметром, равным диаметру центральных отверстий в днищах цилиндра) частично или полностью уменьшает воздействие кольцевого экрана на заднее днище корпуса РДТТ в процессе срабатывания ПАДа. Отсутствие (снижение) воздействия кольцевого экрана на заднее днище корпуса РДТТ повышает надежность РДТТ. Предлагаемое устройство, помимо своей основной задачи (снижения воздействия на заднее днище корпуса РДТТ) обеспечивает компенсацию технологических погрешностей длинновых размеров при установке хвостового отсека за счет того, что поршень размещен в полом цилиндре с возможностью продольного перемещения, превышающего полученную при изготовлении разницу в длине хвостового отсека и соответствующих элементов РДТТ.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показан продольный разрез ракетного двигателя твердого топлива.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, сопло 2, кольцевой экран 3, расположенный вокруг сопла 2. На корпусе 1 выполнен узел 4 крепления хвостового отсека 5. Кольцевой экран 3 снабжен узлом сопряжения с хвостовым отсеком 5. Узел сопряжения с хвостовым отсеком 5 выполнен в виде крепящегося к хвостовому отсеку 5 посредством узла 6 крепления полого цилиндра 7. Торцы полого цилиндра 7 закрыты днищами 8, которые имеют центральные отверстия 9. Через центральные отверстия 9 проходит кольцевой экран 3. На кольцевом экране 3 установлен поршень 10, разделяющий объем полого цилиндра 7 на надпоршневую полость 11 и подпоршневую полость 12. При этом надпоршневая полость 11 расположена между поршнем 10 и внутренним объемом хвостового отсека 5. Надпоршневая полость 11 сообщена с окружающей средой посредством радиальных окон 13, выполненных в кольцевом экране 3. Подпоршневая полость 12 сообщена с внутренним объемом хвостового отсека 5 посредством радиальных окон 14, выполненных в полом цилиндре 7. Радиальные окна 14 требуются для увеличения внутреннего объема подпоршневой полости 12 до величины внутреннего объема хвостового отсека 5. Тем самым исключается (сводится к минимуму) повышение давления в подпоршневой полости 12 при перемещении поршня 10. Площадь поршня 10 может быть равна площади центральных отверстий 9 в днищах 8 цилиндра 7 (полная разгрузка), а может быть меньше нее (частичная разгрузка). Сопло 2 зафиксировано в исходном состоянии посредством рулевого привода 15 (или посредством специального стопорно-фиксирующего устройства (не показано)), установленного на кольцевом экране 3, т.е. во внутреннем объеме хвостового отсека 5. Штоки 16 рулевого привода 15 проходят через гермовыводы 17 хвостового отсека 5. Сопловая заглушка 18 установлена в расширяющейся части сопла 2 и рассчитана на наружное воздействие от ПАДа.

Устройство работает следующим образом. При установке РДТТ в ракету на его узлы 4 и 6 жестко крепится хвостовой отсек 5. Благодаря тому, что узел 6 крепления выполнен на полом цилиндре 7, установленном относительно поршня 10 и всего РДТТ с возможностью осевого перемещения, обеспечивается компенсация технологических погрешностей длины элементов РДТТ (прежде всего, вылета днища корпуса 1). Старт ракеты производится при неработающем РДТТ посредством срабатывания ПАДа, продукты сгорания которого выталкивают ракету из пускового контейнера. Выталкивающая ракету сила приложена к жесткому хвостовому отсеку 5 и к днищу корпуса 1. Указанное воздействие к днищу корпуса 1 (без специальной компенсации) не допустимо по условиям прочности, т.к. оно стремится вдавить днище корпуса 1 внутрь. На днище корпуса 1 через кольцевой экран 3, элементы сопла 2, сопловую заглушку 18 действует сила, равная произведению давления, развиваемого ПАДом, на площадь круга с диаметром, равным диаметру отверстия 9. Относительно днища корпуса 1 сопло 2 неработающего РДТТ фиксируется посредством рулевого привода 15 (или посредством специального стопорно-фиксирующего устройства). При работе ПАДа его продукты сгорания через радиальные окна 13 поступают в надпоршневую полость 11 и воздействуют на поршень 10, оттягивая его вместе с кольцевым экраном 3 в сторону, противоположную направлению силы, стремящейся вдавить днище корпуса 1 внутрь. Таким образом, достигается полная или частичная (в зависимости от площади поршня 10) разгрузка воздействия ПАДа на днище корпуса 1. После выхода ракеты из пускового контейнера и окончания действия ПАДа производится запуск РДТТ.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран РДТТ ракеты РТ-23УТТХ [А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. - СПб, Невский бастион - Гангут, 1999, страница 233], заключается в уменьшении воздействия на корпус при старте и повышении надежности, компенсации технологических погрешностей длинновых размеров при установке хвостового отсека.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с узлом крепления хвостового отсека, сопло, кольцевой экран, расположенный вокруг сопла и снабженный узлом сопряжения с хвостовым отсеком, отличающийся тем, что узел сопряжения кольцевого экрана с хвостовым отсеком выполнен в виде крепящегося к хвостовому отсеку полого цилиндра, днища которого имеют центральные отверстия, через которые проходит кольцевой экран, при этом на кольцевом экране установлен поршень, разделяющий объем полого цилиндра на надпоршневую полость, расположенную между поршнем и внутренним объемом хвостового отсека, и подпоршневую полость, причем надпоршневая полость сообщена с окружающей средой, а подпоршневая полость сообщена с внутренним объемом хвостового отсека.



 

Наверх