Корпус ракетного двигателя твердого топлива

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке корпусов ракетных двигателей твердого топлива ракет и реактивных снарядов, в том числе снарядов систем залпового огня. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу. Одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром 0,985…0,995 калибра реактивного снаряда, толщиной 1,2…1,7 толщины цилиндрической обечайки и длиной 0,05…0,15 калибр реактивного снаряда. С наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы и расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком. Углы конусности компенсаторов составляют 10-20 градусов. Изобретение позволяет снизить эксцентриситет тяги за счет уменьшения смещения и перекоса осей корпуса и стыкуемых элементов при работе ракетного двигателя. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусам ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), и предназначено для использования в твердотопливных двигателях различных ракет, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.

К числу основных требований к корпусам современных ракетных двигателей твердого топлива наряду с требованиями по обеспечению герметичности, минимальной массы и ряда других относятся требования по обеспечению при работе двигателя необходимой точности по перекосу и смещению осей корпуса и стыкуемых узлов, например, соплового блока, что необходимо для минимизации массового эксцентриситета и эксцентриситета реактивной силы, во многом определяющих точность стрельбы.

Известны корпуса ракетных двигателей твердого топлива реактивных снарядов, содержащие цилиндрическую обечайку и концевые части, включающие переходные и резьбовые участки (см., например, патент РФ №2218472, опубл. 10.12.2003 г. БИ №34).

Такое техническое решение обеспечивает работоспособность корпусов ракетных двигателей твердого топлива, но не удовлетворяет требованиям точности по перекосу, смещению осей корпуса и стыкуемых отсеков, например, соплового блока.

Таким образом, задачей данного технического решения является обеспечение работоспособности корпуса ракетного двигателя без предъявления требований точности по перекосу, смещению осей корпуса и стыкуемых отсеков.

Общими признаками с предлагаемым корпусом является наличие цилиндрической обечайки и концевых частей с переходными и резьбовыми участками.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу, принятый авторами за прототип (см. И.С. Голубев и др. Конструкция и проектирование летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1995, стр.236).

Такая конструкция корпуса позволяет обеспечить работоспособность корпуса и несколько улучшить точность за счет наличия цилиндрической проточки по перекосу и смещению осей корпуса и стыкуемых элементов, например, соплового блока, но не обеспечивает современных требований по точности по перекосу и смещению указанных осей при работе ракетного двигателя. Причиной этого является возникновение при работе ракетного двигателя твердого топлива значительных температурных напряжений в зоне перехода тонкостенной обечайки в переходный участок (толщина которых в несколько раз превышает толщину обечайки) из-за существенного различия в тепловом состоянии обечайки и переходного участка. Это приводит к возникновению существенных несимметричных (в силу наличия допусков и неоднородности материалов) деформаций корпуса в зоне перехода обечайки в переходный участок под действием аэродинамических сил и моментов, искривления оси реактивного снаряда и значительной величины эксцентриситета реактивной силы и эксцентриситета масс.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции корпуса ракетного двигателя твердого топлива с элементами, позволяющими несколько снизить в начальный момент работы ракетного двигателя (при отсутствии существенного нагрева корпуса) перекос и смещение осей корпуса и стыкуемых элементов.

Общим признаком с предлагаемым корпусом является наличие в корпусе цилиндрической обечайки, концевых частей, включающих переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу.

В отличие от прототипа в предлагаемом корпусе одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, при этом с наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы, причем компенсаторы расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, причем углы конусности компенсаторов составляют 10-20 градусов.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение снижения эксцентриситета тяги за счет уменьшения смещения и перекоса осей корпуса и стыкуемых элементов при работе РДТТ.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном корпусе, содержащем цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу, особенность заключается в том, что одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, кроме того, с наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы, при этом компенсаторы расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, причем углы конусности компенсаторов составляют 10-20 градусов.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет выполнения одной или обеих концевых частей с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, выполнения конических компенсаторов с наружной стороны концевой части, расположения компенсаторов между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, с углами конусности компенсаторов, составляющими 10-20 градусов, снизить величину температурных напряжений в зоне перехода тонкостенной обечайки в переходный участок, значительно уменьшить несимметричные деформации корпуса в зоне перехода обечайки в переходный участок и соответственно снизить искривление оси реактивного снаряда, эксцентриситета реактивной силы и эксцентриситет масс. При уменьшении наружного диаметра цилиндрического утолщения менее 0,985 D и толщины утолщения менее 1,2 δ повышается градиент температур цилиндрического утолщения и переходного участка, что приводит к росту температурных напряжений и соответствующему возрастанию температурных деформаций в этой зоне. При увеличении наружного диаметра цилиндрического утолщения свыше 0,995 D и толщины утолщения свыше 1,7 δ возрастает также увеличение температурных деформаций и увеличение массового эксцентриситета и эксцентриситета тяги. При уменьшении длины цилиндрического утолщения менее 0,05 D увеличивается градиент температур обечайки и переходного участка, что вызывает увеличение эксцентриситета тяги и эксцентриситета масс. Увеличение длины утолщения свыше 0,15 D не приводит к существенному уменьшению градиента температур, а следовательно, и деформаций, но увеличивает пассивную массу корпуса ракетного двигателя, что ведет к уменьшению полезной нагрузки. При увеличении угла конусности компенсаторов более 20 градусов увеличивается градиент температур в зонах перехода от обечайки к цилиндрическому утолщению и от цилиндрического утолщения к переходному участку, а следовательно, и температурные напряжения в указанных зонах, что также снижает возможность несимметричных деформаций корпуса. При уменьшении угла конусности менее 10 градусов нерационально увеличивается длина компенсаторов и масса корпуса при незначительном снижении деформаций.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».

Сущность изобретения заключается в том, что в корпусе ракетного двигателя твердого топлива, содержащем цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу, согласно изобретению одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, кроме того, с наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы, при этом компенсаторы расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, причем углы конусности компенсаторов составляют 10-20 градусов.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид корпуса ракетного двигателя твердого топлива.

Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит цилиндрическую обечайку 1, цилиндрическое утолщение 2, концевые части, включающие переходные 3, резьбовые участки 4, цилиндрическую проточку 5, конические компенсаторы 6. Углы конусности α компенсаторов 6 составляют 10-20 градусов. Цилиндрическое утолщение 2 имеет наружный диаметр Dy, равный (0,985…0,995) калибра реактивного снаряда (D), толщину δ1, равную (1,2…1,7) толщины δ цилиндрической обечайки 1, и длину L - (0,05…0,15) калибра реактивного снаряда D.

Функционирование предлагаемого корпуса ракетного двигателя твердого топлива происходит следующим образом.

При работе ракетного двигателя твердого топлива происходит нагрев обечайки 1, цилиндрического утолщения 2 и переходных участков 3 и резьбовых участков 4, причем нагрев тонкостенной обечайки 1 существенно превышает нагрев переходного 3 и резьбового 4 участков. За счет выбранной оптимальной геометрии цилиндрического утолщения 2 происходит выравнивание градиентов температур обечайки 1 и центрирующего утолщения 2 в зоне их контакта и градиента температур цилиндрического утолщения 2 и переходного 3 и резьбового 4 участков с проточкой 5 и конических компенсаторов 6. Это резко снижает уровень температурных напряжений в этих областях и соответственно уровень несимметричных деформаций обечайки 1, утолщения 2, переходных участков 3, резьбовых участков 4 с проточкой 5 и конических компенсаторов 6, следствием чего является значительное снижение эксцентриситета тяги и эксцентриситета масс.

Выполнение корпуса ракетного двигателя твердого топлива в соответствии с изобретением позволило обеспечить резкое снижение эксцентриситета тяги и эксцентриситета масс при работе двигателя и повысить точности и кучности стрельбы.

Изобретение может быть использовано при разработке корпусов ракетного двигателя твердого топлива различного назначения, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов реактивных снарядов с корпусами ракетных двигателей, выполненных по документации в соответствии с изобретением.

Корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу, отличающийся тем, что одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, причем с наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы и расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, при этом углы конусности компенсаторов составляют 10-20°.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок. .

Изобретение относится к машиностроению, а именно к снаряженным корпусам ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ), и может быть использовано при создании твердотопливных двигателей ракет.

Изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к таким системам, как неуправляемые авиационные ракеты, реактивные системы залпового огня и стартовые ступени зенитных управляемых ракет.

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей. .

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.

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 технологии изготовления теплозащитных покрытий (ТЗП) поверхностей, подвергающихся воздействию высоких температур и скоростных потоков, и может быть использовано для изготовления ТЗП металлических корпусов РДТТ и вдвинутых в камеру сгорания металлических корпусов сопел РДТТ

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) малого удлинения и заряда скрепленного, содержащего данный корпус

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционного материала

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам непрерывного контроля над состоянием конструкции корпуса ракетного двигателя, выполненного из полимерного композитного материала

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей
Предлагаемый способ относится к ракетной технике и предназначен для подготовки внутренней поверхности корпуса твердотопливного ракетного двигателя перед заливкой в корпус смесевого топлива. При подготовке внутренней поверхности корпуса перед заливкой смесевого топлива наносят на внутреннюю поверхность корпуса двигателя теплозащитное покрытие, выполненное с защитно-крепящим слоем, состоящим из герметизирующего слоя резины и слоя объемной эластичной ткани с развитой поверхностью. Непосредственно перед заливкой в корпус смесевого топлива удаляют объемную ткань с развитой поверхностью защитно-крепящего слоя. Изобретение позволяет упростить подготовку корпуса двигателя перед заливкой в него смесевого топлива без снижения прочности скрепления топлива с корпусом, а также уменьшить пассивную массу двигателя.

Корпус твердотопливного ракетного двигателя из композиционного материала содержит силовую цельномотанную оболочку типа «кокон» и оболочку второго кокона. Между наружной поверхностью днища силовой оболочки в зоне экватора и оболочкой второго кокона установлен кольцевой эластичный клин. В эластичном клине с торца выполнена кольцевая щель, внутренняя поверхность которой покрыта эластичной тканью, а внутри щели проложена фторопластовая пленка. Изобретение позволяет повысить надежность корпуса ракетного двигателя за счет исключения расслоения по контактным поверхностям эластичного клина. 3 ил.

При изготовлении корпуса ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов наматывают силовую оболочку в виде кокона спирально-кольцевой намоткой из жгутов арамидных волокон, а перед задним удаляемым днищем на цилиндрической части нарезают резьбу для соединения с сопловым блоком двигателя. Намотку кокона завершают двойным спиральным слоем наружным диаметром, превышающим внутренний диаметр резьбы и не превышающим средний диаметр резьбы. В зоне нарезаемой впоследствии резьбы в арамидных волокнах проминают винтовую канавку с шагом, равным 1,4-1,6 шага резьбы кокона намоткой с максимальной силой натяжения сухого, предварительно скрученного, стекложгута диаметром сечения, превышающим четверть шага его намотки и не превышающим половину шага. Затем поверх сухого стекложгута наматывают сплошные слои пропитанного стекложгута с шагом, равным шагу резьбы, до наружного диаметра, превышающего наружный диаметр резьбы, причем намотку стекложгутов осуществляют с направлением, совпадающим с направлением резьбы кокона. Другое изобретение группы относится к корпусу ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов. Корпус содержит силовую оболочку в виде кокона без заднего днища, выполненного спирально-кольцевой намоткой из арамидных жгутов, пропитанных эпоксидным связующим, и сопловой блок, скрепленный с силовой оболочкой резьбовым соединением. Наружный арамидный слой кокона выполнен двойным спиральным. Витки резьбы кокона выполнены преимущественно из непрерывных, пропитанных эпоксидным связующим, стекловолокон, снабженных в зоне над внутренним диаметром резьбы расположенными в различных направлениях отрезками волокон арамида и стекловолокон, образованными проминанием не совпадающих с шагом резьбы канавок в арамидном слое намотанным стекложгутом с последующей нарезкой резьбы с частичным перерезанием этих волокон. Резьбовое соединение зафиксировано эластичным клеем, армированным ворсами арамидных волокон, образованными при упомянутом их перерезании. Группа изобретений позволяет повысить технологичность изготовления корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо. Прочность корпуса на разрыв от внутреннего давления в каждом конкретном поперечном сечении соответствует максимальному внутреннему давлению в этом сечении, причем в передней части корпуса она максимальна, а в районе заднего среза постепенно уменьшается. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей, в частности при нанесении теплозащитного покрытия на внутреннюю поверхность корпусов ракетных двигателей. Оправка для нанесения эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса включает центральную жесткую часть, эластичную технологическую оболочку и систему подачи рабочей среды. Центральная жесткая часть оправки выполнена с продольными ребрами жесткости с закрепленными на них формообразующими элементами - профилями и сменными накладками, образуя изолированные камеры, связанные с системой подачи рабочей среды. Периметры поперечного сечения центральной жесткой части оправки и эластичной технологической оболочки соответствуют внутреннему периметру поперечного сечения корпуса по всей его длине. Вдоль формообразующих элементов - профилей и сменных накладок - выполнены отверстия. Изобретение позволяет повысить технологичность и надежность покрытия. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке корпусов ракетных двигателей твердого топлива ракет и реактивных снарядов, в том числе снарядов систем залпового огня

Наверх