Ракетный двигатель твёрдого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, длина которого сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло и переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз. Между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. Аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитана обечайка стакана, на величину, равную или меньшую давления, создаваемого во внутренней полости корпуса за счет горения заряда. Изобретение позволяет снизить массу и обеспечить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, разгоняемым РДТТ (капсулой с приборами или снарядом, или РДТТ последующей ступени), причем длина полезного груза сопоставима с длиной корпуса РДТТ.

Известен летательный аппарат, содержащий РДТТ, в полости передней крышки которого, выполненной в виде стакана, для уменьшения габаритов РДТТ и летательного аппарата в целом частично (по длине) размещен полезный груз, разгоняемый РДТТ (патент RU 2222771 C1, F42B 15/00, опубл. 27.01.2004, бюл. №3). Недостатком указанного устройства является то, что полезный груз размещен по длине в полости стакана не полностью, а лишь своей кормовой частью, что не позволяет в полной мере сократить длину летательного аппарата.

В ракетном двигателе твердого топлива (патент US 6647889), содержащем корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, на поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик, проблема уменьшения длины решена. Однако недостатком данного летательного аппарата является повышенная масса стакана, цилиндрическая обечайка которого предназначена для работы не только под действием давления изнутри, но и под действием на нее наружного (относительно стакана) внутрикамерного давления, возникающего в корпусе при работе РДТТ.

Уменьшение массы стакана достигается в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, на поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик, при этом аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, которое превышает давление, на которое рассчитан корпус (патент RU 2558488 C2, F02K 9/08, опубл. 10.08.2015, бюл. №22). Однако недостатком данного ракетного двигателя твердого топлива является низкая надежность, связанная с возможностью разрушения корпуса в связи с отсутствием ограничения максимального значения давления в стакане, создаваемого аккумулятором давления.

Указанный ракетный двигатель твердого топлива в техническом отношении является наиболее близким предлагаемому изобретению и принят за прототип.

Перед изобретением была поставлена задача снижения массы и повышения надежности летательного аппарата.

Технический результат - снижение массы и повышение надежности ракетного двигателя твердого топлива.

Технический результат достигается за счет того, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, на поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик, аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитана обечайка стакана, на величину, равную или меньшую давления, создаваемого во внутренней полости корпуса за счет горения заряда.

На фиг. 1 показан продольный разрез РДТТ в исходном состоянии; на фиг. 2 - продольный разрез РДТТ в летной (рабочей) конфигурации с выдвинутым полезным грузом.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, во внутренней полости 2 которого размещен заряд 3, сопло 4 и переднюю крышку 5. Передняя крышка 5 выполнена в виде стакана 6, размещенного внутри канала заряда 3. Стакан 6 содержит цилиндрическую обечайку 7, дно 8 и открытый торец 9. В стакане 6 установлен с возможностью продольного перемещения поршень 10, контактирующий с внутренней цилиндрической поверхностью 11 стакана 6. На поршне 10 выполнены узлы 12 фиксации полезного груза 13. Между поршнем 10 и дном 8 стакана 6 установлен аккумулятор 14 давления. Аккумулятор 14 давления рассчитан на создание давления в стакане 6, которое превышает давление, на которое рассчитана обечайка стакана, на величину, равную или меньшую давлению, создаваемому во внутренней полости корпуса за счет горения заряда.

Устройство работает следующим образом.

Перед запуском РДТТ подается команда на срабатывание аккумулятора 14 давления. Под действием аккумулятора 14 давления внутри стакана 6 давление возрастает, воздействуя на поршень 10. Поршень 10 вместе с полезным грузом 13 перемещается до упора в упорный буртик 15. Таким образом, летательный аппарат переводится из исходного положения в летную конфигурацию. Дальнейшая работа аккумулятора 14 давления обеспечивает внутри стакана 6 наддув давлением, которое превышает давление во внутренней полости 2 корпуса 1 при работе РДТТ не более чем на величину давления в стакане, на которое рассчитана обечайка стакана.

Затем подается команда на запуск РДТТ. Во внутренней полости 2 корпуса 1 повышается давление за счет горения заряда 3. РДТТ начинает работу, разгоняя полезный груз 13. Совместное действие давления, создаваемого аккумулятором 14 давления и наружного (относительно стакана) внутрикамерного давления, возникающего в корпусе при работе РДТТ, обеспечивает прочностную разгрузку стакана 6.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, на поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик, отличающийся тем, что аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитана обечайка стакана, на величину, равную или меньшую давления, создаваемого во внутренней полости корпуса за счет горения заряда.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей. При формировании внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя в процессе выкладки слоев невулканизованной резины между слоями размещают оптическое волокно для измерения температуры в процессе вулканизации.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей с относительно малым временем работы, например, для двигателей ракетно-артиллерийских боеприпасов.

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами.

При изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия с тканевым защитно-крепящим слоем корпуса ракетного двигателя твердого топлива изготавливают, формуют и вулканизируют внутреннее теплозащитное покрытие с тканевым защитно-крепящим слоем.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных с корпусом по цилиндрической части и раскрепленных манжетами по эллиптическим торцевым поверхностям.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей из композиционных материалов. При изготовлении теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя с удлиненной цилиндрической частью и с закладными элементами наносят на внутреннюю поверхность закладного элемента корпуса покрытие из невулканизованной резины.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку, облицованную теплозащитным покрытием с раскрепляющими эластичными манжетами. В месте соединения манжеты и теплозащитного покрытия выполнена кольцевая полость, образованная разнесенными эквидистантно кольцевыми поясками, сопряженными со стороны внешних кромок по дуге и снабженными со стороны внутренних кромок коническими участками.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании твердотопливных импульсных двигателей, к которым предъявляются повышенные требования разноимпульсности при работе в паре или в целой связке. Твердотопливный импульсный двигатель содержит камеру сгорания с зарядом из цилиндрических канальных шашек всестороннего горения, расположенных между опорными решетками, сопло, воспламенитель, закрепленный на передней опорной решетке со стороны донной части камеры сгорания, и пиропатрон, установленный в донной части камеры сгорания. Между соплом и опорной решеткой, расположенной со стороны сопла, установлена перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка эллиптической формы, обращенная выпуклой поверхностью к соплу и имеющая перфорацию в виде сквозных отверстий. Оси сквозных отверстий перегородки составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла. Суммарная площадь отверстий перегородки превышает площадь критического сечения сопла. Изобретение позволяет снизить разброс импульса тяги твердотопливного импульсного двигателя за счет увеличения времени пребывания частиц топлива в его сопловом тракте. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с разновысотными выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда. Высоту выступов варьируют по зонам заряда и назначают в соответствии с действующими в конкретной зоне скрепления заряда с корпусом отрывными напряжениями. Поверхность выступов полностью или частично выполнена с микронеровностями высотой 0,05-0,5 мм, а отношение расстояния между соседними по длине заряда выступами к диаметру головки полугантели выступов составляет 1,7-2,0. Изобретение позволяет снизить вес корпуса с теплозащитным покрытием при одновременном достижении гарантированной прочности крепления топлива к теплозащитному покрытию, в том числе и динамической. 5 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием. Цилиндрическая оболочка имеет плоское донышко с одной стороны и свободный торец с внутренней резьбой с другой. Свободный торец закрыт съемным колпачком куполообразной формы с сопловыми отверстиями при вершине и опорно-защитной решеткой во внутренней полости. Резьбовая часть колпачка выполнена в виде втулки, соединенной с колпачком посредством клея и имеющей послойное армирование тканью перпендикулярно оси резьбы. Колпачок выполнен полностью армированным из ткани с отбортовкой и с резьбой на ней, являющейся продолжением резьбы втулки. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенителя заряда твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к способу изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, получаемого методом непрерывной намотки армирующей ленты. Способ изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, заключающийся в установке на оправку внутреннего теплозащитного покрытия, намотке поверх его силовой оболочки из полимерного композиционного материала с последующей полимеризацией, при этом между оправкой и внутренним теплозащитным покрытием устанавливают изолированную антиадгезионной пленкой манжету из эластичного материала, например силикона с толщиной стенки, соизмеримой с толщиной внутреннего теплозащитного покрытия. Манжета может быть выполнена в виде герметичного мешка, который в процессе полимеризации силовой оболочки корпуса нагружают гидравлическим давлением, превышающим контактное давление на оправку, создаваемое усилием намотки материала силовой оболочки. Изобретение обеспечивает повышение прочностных и адгезионных характеристик конструкции днищ корпуса. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам обеспечения непрерывного контроля состояния твердотопливных зарядов ракетных двигателей. Твердотопливный ракетный двигатель включает композитный корпус и защитный слой, состоящий из теплозащитного покрытия и защитно-крепящего слоя, выполнен раскрепленным для снижения уровня напряжений, возникающих при эксплуатации со стороны переднего и заднего торцов, при помощи манжет, а также снабжен системой контроля отслоений. Система контроля отслоений включает систему датчиков магнитного поля на основе эффекта Холла, детектируемую систему, в виде группы неодимовых магнитных элементов, а также электронно-вычислительную машину. Детектируемая группа неодимовых магнитных элементов размещена на защитно-крепящем слое в зонах вершин раскрепляющих манжет днищ корпуса двигателя, являющихся зонами перехода раскрепленной части заряда в скрепленную, а также в средней по длине части твердотопливного заряда. Изобретение позволяет обеспечить контроль отслоений на границах защитный слой-заряд и защитный слой-корпус, упростить систему контроля отслоений, а также сохранить конструктивную целостность двигателя при выявлении отслоений. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала. Емкость из композиционного материала содержит силовую оболочку, образованную сопряженной с днищами обечайкой, и узел стыка, расположенный в зоне сопряжения днища с обечайкой. Причем узел стыка сформирован приматываемыми к силовой оболочке пакетами композиционного материала и содержит выполненную из металла крепежную арматуру, образованную силовой рамой и хвостовиком. Хвостовик выполнен в виде кольца, скрепленного с силовой рамой продольными перемычками, а с кольцом скреплены продольные лапки. При этом кольцо, продольные перемычки и продольные лапки расположены между силовой оболочкой и пакетами композиционного материала. Изобретение направлено на уменьшение массы и длины узла стыка. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

При изготовлении теплозащитного покрытия передней крышки корпуса ракетного двигателя твердого топлива, содержащей кольцевую вставку из композиционного материала, разделяющую теплозащитное покрытие на центральную и периферийные части, осуществляют заполнение пресс-формы с установленной в ней крышкой разогретой резиновой смесью через литниковые каналы матрицы пресс-формы. Сначала производят заполнение через направленные к центральной части крышки литниковые каналы матрицы, исключающие проход резиновой смеси к периферийной части крышки, формуя теплозащитное покрытие в центральной части крышки с посадочной поверхностью под кольцевую вставку. Затем извлекают матрицу из пресс-формы и устанавливают кольцевую вставку. После чего производят заполнение через направленные к периферийной части крышки литниковые каналы другой матрицы, формуя теплозащитное покрытие остальной поверхности крышки. Изобретение позволяет повысить качество и снизить трудоемкость изготовления теплозащитного покрытия передней крышки корпуса ракетного двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит днище с центральным отверстием и манжету, имеющую отогнутую внутрь корпуса часть, расположенную в районе центрального отверстия и выполненную с возможностью установки технологического клина между днищем и отогнутой внутрь корпуса частью манжеты. Между днищем и манжетой установлены радиальные ленты. Ленты закреплены одной краевой частью на отогнутой внутрь корпуса части манжеты, со стороны ее поверхности, обращенной к днищу, а второй краевой частью скреплены с днищем. Средняя часть лент образует петли, расположенные между днищем и манжетой. Петли выполнены с возможностью установки в них технологического клина, имея длину, равную сопрягаемому с ними периметру поперечного сечения технологического клина. Краевые части лент могут быть снабжены хвостиками, длина которых обеспечивает возможность их скрепления между собой. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность включает изготовление заготовки в виде чехла, размеры внутренней поверхности которого соответствуют размерам наружной поверхности корпуса, нанесение путем надевания чехла на изделие, пропитку чехла связующим и уплотнение теплозащитного покрытия с последующей полимеризацией. Чехол изготавливают бесшовным длиной, превышающей длину изделия на величину технологического припуска. Торцы чехла закрепляют и фиксируют по всему периметру в зажимных кольцах. Зажимные кольца раздвигают до придания формы оболочки с последующей их фиксацией и центрированием с осью корпусного изделия. Затем кольцо с чехлом, обращенное к торцу изделия, протягивают по наружной поверхности корпуса до полного надевания чехла на изделие. Изобретение позволяет повысить технологичность нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность крупногабаритных корпусных изделий. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность включает изготовление заготовки в виде чехла, размеры внутренней поверхности которого соответствуют размерам наружной поверхности корпуса, нанесение путем надевания чехла на изделие, пропитку чехла связующим и уплотнение теплозащитного покрытия с последующей полимеризацией. Чехол изготавливают бесшовным длиной, превышающей длину изделия на величину технологического припуска. Торцы чехла закрепляют и фиксируют по всему периметру в зажимных кольцах. Зажимные кольца раздвигают до придания формы оболочки с последующей их фиксацией и центрированием с осью корпусного изделия. Затем кольцо с чехлом, обращенное к торцу изделия, протягивают по наружной поверхности корпуса до полного надевания чехла на изделие. Изобретение позволяет повысить технологичность нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность крупногабаритных корпусных изделий. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, длина которого сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло и переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз. Между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. Аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитана обечайка стакана, на величину, равную или меньшую давления, создаваемого во внутренней полости корпуса за счет горения заряда. Изобретение позволяет снизить массу и обеспечить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 2 ил.

Наверх