Ракетный двигатель твёрдого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, а также сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами. Сопловой блок выполнен в виде одного центрального сопла, газосвязанного с открытыми торцами полузарядов расходной трубой, пропущенной через задний полузаряд. Задний полузаряд отделен от расходной трубы, которая проходит внутри покрытого бронировкой канала, выполненного в заднем полузаряде. Центральное сопло установлено на крепежном фланце, выполненном на заднем полукорпусе. Изобретение позволяет уменьшить поперечные габариты двигателя, увеличить суммарный импульс тяги, исключить тепловое воздействие на задний полукорпус, упростить конструкцию двигателя и улучшить его технологичность. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы.

Известно, что для увеличения времени работы ракетного двигателя твердого топлива, за счет увеличения толщины горящего свода, применяются заряды торцевого горения [Ерохин Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ: учебник для высших технических учебных заведений. М.: машиностроение. 1991. - 560 с.: ил., страница 15, рис. 1.7]. При выгорании заряда торцевого горения во время работы двигателя центр масс рассматриваемого двигателя (и ракеты) существенно смещается вдоль продольной оси, что в ряде случаев неприемлемо.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является двигатель с двумя торцевыми зарядами, в котором «для устранения смещения центра массы ракеты во время работы двигателя торцевой заряд заменен двумя полузарядами торцевого горения, горящими навстречу друг другу» [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]. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два (передний и задний) полукорпуса, снаряженных передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу. Сопловой блок и воспламенитель газосвязаны с полукорпусами. При этом сопловой блок образован равномерно расположенными по окружности полукорпуса несколькими (не менее двух) боковыми соплами, установленными на цилиндрической поверхности полукорпуса под некоторым углом к продольной оси двигателя. Рассматриваемая схема обладает рядом недостатков:

- боковые сопла увеличивают как поперечные габариты двигателя, так и аэродинамическое сопротивление ракеты;

- суммарный импульс тяги и тяга двигателя от боковых сопел меньше, чем от центрального сопла, т.к. указанные величины определяются проекцией тяги от установленных под некоторым углом боковых сопел на продольную ось двигателя (определяются косинусом угла установки боковых сопел, а косинус этого угла меньше единицы);

- увеличенное тепловое воздействие на задний полукорпус от струи продуктов сгорания из боковых сопел. При увеличении угла наклона боковых сопел тепловое воздействие уменьшается, но суммарный импульс тяги и тяга также уменьшаются;

- увеличенный эксцентриситет тяги от боковых сопел (который во много раз больше, чем от центрального сопла);

- увеличенная масса конструкции двигателя, содержащего не осесимметричные (т.е. достаточно тяжелые) узлы сопряжения боковых сопел с цилиндрическим корпусом. Отметим, что даже при отсутствии указанных узлов, масса конструкции двух сопел почти в два раза больше одного (при одинаковых суммарных площадях критического сечения);

- при креплении торцевого полузаряда в полукорпусе требуются компенсирующие элементы, снижающие напряженно-деформированное состояние полузаряда до приемлемого уровня. Конструкция компенсирующих элементов торцевого монолитного заряда достаточно сложна и капризна в отработке;

- конструкция, содержащая не осесимметричные узлы сопряжения боковых сопел с цилиндрическим корпусом получается сложной, нетехнологичной.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение поперечных габаритов двигателя и уменьшение аэродинамического сопротивления ракеты, увеличение суммарного импульса тяги, исключение теплового воздействия на задний полукорпус, уменьшение эксцентриситета тяги, снижение массы, упрощение конструкции и упрощение крепления полузаряда, улучшение технологичности конструкции.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем два (передний и задний) полукорпуса, снаряженных передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами, сопловой блок выполнен в виде одного центрального сопла, газосвязанного с открытыми торцами полузарядов расходной трубой, пропущенной через задний полузаряд, при этом центральное сопло установлено на крепежном фланце, выполненном на заднем полукорпусе. Через передний полузаряд может быть пропущена расходная труба, а передний полукорпус с передним полузарядом и задний полукорпус с задним полузарядом могут быть выполнены взаимозаменяемыми. Воспламенитель может быть размещен внутри расходной трубы на крышке, установленной на крепежный фланец. Расходная труба может крепиться к полукорпусу посредством технологического разъема. Задний полузаряд может быть отделен от расходной трубы, которая проходит внутри канала, выполненного в заднем полузаряде, причем поверхность канала покрыта бронировкой. Между задним полузарядом и расходной трубой может быть выполнен зазор, при этом в зазоре между бронировкой и расходной трубой размещен антиадгезионный слой. Длина расходной трубы может быть меньше длины канала заднего полузаряда. Толщина расходной трубы или бронировки может быть выполнена переменной, увеличивающейся к крепежному фланцу.

Технический результат достигается за счет того, что пропущенная через задний полузаряд расходная труба обеспечивает газосвязь внутрикамерного объема между открытыми торцами полузарядов с соплом, установленным на крепежном фланце, выполненном на заднем полукорпусе. Тем самым обеспечивается возможность выполнения соплового блока в виде одного центрального сопла. А это, в свою очередь, приводит к решению указанных технических задач изобретения. Одно центральное сопло обеспечивает уменьшение поперечных габаритов двигателя, уменьшение аэродинамического сопротивления ракеты и исключение теплового воздействия на задний полукорпус. Суммарный импульс тяги и тяга двигателя определяются проекцией тяги от сопел на продольную ось двигателя. В связи с тем, что центральное сопло направлено по оси двигателя, суммарный импульс тяги и тяга двигателя получаются максимальными (косинус нулевого угла равен единице). Эксцентриситет тяги от осесимметричного сопла (газового тракта) существенно меньше, чем от бокового сопла, газовый тракт которого образован несколькими участками, сопрягаемыми друг с другом под углом. Масса осесимметричной конструкции двигателя меньше, чем масса содержащего не осесимметричные (т.е. достаточно тяжелые) узлы сопряжения боковых сопел с цилиндрическим корпусом. Дополнительная масса расходной трубы компенсируется тем, что масса конструкции двух сопел почти в два раза больше одного сопла (при одинаковых суммарных площадях критического сечения). Крепление воспламенителя на крышке, установленной на крепежный фланец, и размещение его внутри расходной трубы обеспечивает малую массу узлов крепления воспламенителя, малые габариты, простоту конструкции. Упрощение конструкции, улучшение ее технологичности достигается следующим. Во-первых, узлы и детали имеют осесимметричную форму, что уже приводит к упрощению конструкции. Во-вторых, передний и задний полукорпуса, снаряженные передним и задним полузарядами, выполнены взаимозаменяемыми. Взаимозаменяемость полузарядов и полукорпусов сокращает номенклатуру технологической оснастки и объем необходимой отработки. В-третьих, расходная труба крепится к полукорпусу посредством технологического разъема, обеспечивающего возможность изготовления полузарядов отдельно от расходной трубы. Упрощение крепления полузаряда достигается следующим. Как вкладной, так и прочноскрепленный заряд торцевого горения должен быть забронирован по цилиндрической поверхности. При большом времени работы толщина бронировки требуется достаточно большой, что ухудшает параметры двигателя. При склейке бронировки с корпусом, бронировка превращается в теплозащитное покрытие корпуса. При этом толщину указанного теплозащитного покрытия корпуса можно выполнить переменной, сократив в два раза его массу. Однако при указанной склейке бронировки с корпусом, в процессе эксплуатации изделия при различных температурах напряженно-деформированное состояние в заряде, скрепленном с корпусом, оказывается неприемлемым по критерию прочности заряда. Требуется разгружающий заряд (полузаряд) элемент (раскрепление), который для монолитного торцевого заряда известен, но достаточно сложен. Наиболее простым раскрепляющим заряд элементом является продольный сквозной канал в заряде. Таким образом, канал не только обеспечивает размещение расходной трубы, но и является раскрепляющим полузаряд элементом, снижающим уровень напряженно-деформированного состояния в полузаряде в процессе эксплуатации до приемлемого значения. Т.е. канал упрощает крепление полузаряда в полукорпусе. Для того чтобы канал выполнял свою функцию элемента, раскрепляющего полузаряд, полузаряд должен быть отделен от расходной трубы, а между бронировкой и расходной трубой необходим зазор. В указанном зазоре размещен антиадгезионный слой для предотвращения залипания участков полузаряда на расходной трубе. Для исключения прогрева полузаряда потоком продуктов сгорания в расходной трубе толщина расходной трубы или бронировки выполнена переменной, увеличивающейся к крепежному фланцу. Для снижения массы длина расходной трубы выполняется меньшей длины забронированного канала заднего полузаряда, т.к. некоторое время (пока не прогреется) бронировка выполняет функции расходной трубы.

Данное техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется фигурой, на которой показан ракетный двигатель твердого топлива в разрезе.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса: передний полукорпус 1 и задний полукорпус 2. Полукорпусы 1 и 2 соответственно снаряжены передним (3) и задним (4) полузарядами торцевого горения, открытые торцы 5 которых обращены друг к другу (во внутрикамерный объем 6). Через задний полузаряд 4 пропущена расходная труба 7. На заднем полукорпусе 2 выполнен крепежный фланец 8. Центральное сопло 9 установлено на крепежном фланце 8, выполненном на заднем полукорпусе 2. Расходная труба 7 газосвязывает внутрикамерный объем 6 с центральным соплом 9. Через передний полузаряд 3 по аналогии с задним полузарядом 4 пропущена расходная труба 7. При этом передний полукорпус 1 и задний полукорпус 2, снаряженные соответственно передним полузарядом 3 и задним полузарядом 4, выполнены взаимозаменяемыми. На переднем полукорпусе 1 (как и на заднем 2) выполнен крепежный фланец 8. Расходная труба 7 крепится к полукорпусу (1, 2) посредством технологического разъема 10. На крепежный фланец 8 переднего полукорпуса 1 установлена крышка 11. Воспламенитель 12 размещен внутри расходной трубы 7 на крышке 11, установленной на крепежный фланец 8. Расходная труба 7 проходит внутри канала 13 заднего полузаряда 4, тем самым задний полузаряд 4 отделен от расходной трубы 7. Поверхность канала 13 покрыта бронировкой 14. Между задним полузарядом 4 и расходной трубой 7 выполнен зазор 15. В зазоре 15 между бронировкой 14 и расходной трубой 7 размещен антиадгезионный слой 16 (например, фторопластовая пленка). Ввиду взаимозаменяемости полукорпусов 1, 2 и полузарядов 3, 4, сопряжение расходной трубы 7 с передним полузарядом 3 аналогично вышеописанному сопряжению с задним полузарядом 4. Длина расходной трубы 7 меньше длины забронированного канала 13 заднего полузаряда 4. Толщина расходной трубы 7 или бронировки 14 выполнена переменной, увеличивающейся к крепежному фланцу 8.

Устройство работает следующим образом. В процессе хранения и эксплуатации двигателя при отклонениях среднеобъемной температуры полузаряда от равновесного значения напряженно-деформированное состояние полузарядов 3, 4 интенсифицируется. Возникают отрывные напряжения на границе заряд-корпус и тангенциальные напряжения на поверхности канала 13. При достаточном диаметре канала 13 (более чем 0,15 наружного диаметра полузаряда 3, 4), указанные напряжения не превышают допустимых значений. Канал 13 также разгружает полузаряды 3, 4 в процессе работы двигателя при деформации полукорпусов 1, 2 от внутрикамерного давления. Таким образом, исключается появление трещин в полузарядах при их эксплуатации и работе. Запуск ракетного двигателя происходит при срабатывании воспламенителя 12, продукты сгорания которого по расходной трубе 7 поступают во внутрикамерный объем 6. Открытые торцы 5 переднего (3) и заднего (4) полузарядов воспламеняются, и по мере выгорания полузарядов 3, 4 перемещаются, увеличивая внутрикамерный объем 6. Продукты сгорания полузарядов 3, 4 из внутрикамерного объема 6 по расходной трубе 7 поступают к центральному соплу 9 и истекают из него, создавая тягу двигателя, направленную по оси центрального сопла 9. В процессе течения продуктов сгорания по расходной трубе 7 происходит ее нагрев. Вследствие того, что толщина расходной трубы 7 или бронировки 14 выполнена переменной, увеличивающейся к крепежному фланцу 8, прогрев различных по длине участков расходной трубы 7 на всю ее толщину происходит позже, чем выгорание соответствующих участков полузарядов 3, 4. При этом не происходит интенсивного прогрева расходной трубы 7 и бронировки 14 со стороны зазора 15, формирующего застойную зону. Первая порция горячих продуктов сгорания, поступивших при запуске двигателя в застойную зону, отдает часть тепла бронировке 14 и расходной трубе 7, снизив свою температуру. Данная порция остывших продуктов сгорания препятствует дальнейшему затеканию нового (т.е. горячего) газа в застойную зону зазора 15. Таким образом, обеспечена необходимая теплозащита полузарядов 3, 4 (как со стороны проточной части расходной трубы 7, так и со стороны зазора 15).

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран двигатель с двумя торцевыми зарядами [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], заключается в уменьшении поперечных габаритов двигателя, уменьшении аэродинамического сопротивления ракеты, увеличении суммарного импульса тяги, исключении теплового воздействия на задний полукорпус, уменьшении эксцентриситета тяги, снижении массы, упрощении конструкции и упрощении крепления полузаряда, улучшении технологичности конструкции.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами, отличающийся тем, что сопловой блок выполнен в виде одного центрального сопла, газосвязанного с открытыми торцами полузарядов расходной трубой, пропущенной через задний полузаряд, а задний полузаряд отделен от расходной трубы, которая проходит внутри канала, выполненного в заднем полузаряде, причем поверхность канала покрыта бронировкой, при этом центральное сопло установлено на крепежном фланце, выполненном на заднем полукорпусе.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что через передний полузаряд пропущена расходная труба, а передний полукорпус с передним полузарядом и задний полукорпус с задним полузарядом выполнены взаимозаменяемыми.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что воспламенитель размещен внутри расходной трубы на крышке, установленной на крепежный фланец.

4. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что расходная труба крепится к полукорпусу посредством технологического разъема.

5. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что между задним полузарядом и расходной трубой выполнен зазор, при этом в зазоре между бронировкой и расходной трубой размещен антиадгезионный слой.

6. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что длина расходной трубы меньше длины канала заднего полузаряда.

7. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что толщина расходной трубы или бронировки выполнена переменной, увеличивающейся к крепежному фланцу.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для генерирования газов, и может быть использовано для наддува подушек безопасности, авиажелобов для эвакуации пассажиров, спасательных плотов и т.п.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых двигателей на твердом топливе для верхних ступеней, которые характеризуются малым отношением длины к диаметру.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель. .

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. .

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракета содержит тянущий ракетный двигатель твердого топлива и толкающий ракетный двигатель. Тянущий ракетный двигатель твердого топлива включает сопловой блок, образованный несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, а также задний узел стыка. С корпусом ракетного двигателя твердого топлива сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, связанный с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса ракетного двигателя твердого топлива превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Другое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, а также сопряженный с передним днищем стакан. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поддон с полезным грузом. Стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги ракетного двигателя твердого топлива и полетных нагрузок. Группа изобретений позволяет повысить энергомассовое совершенство ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, упростить их конструкцию и повысить надежность, а также минимизировать габариты ракеты в ее исходном состоянии. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР. Заряд к стартовому реактивному двигателю содержит пучок трубок из высокоазотного пироксилинового пороха, скрепленный с дном двигателя, и воспламенитель, расположенный на торце заряда. В составе пороха, в который входит комплексный катализатор горения, содержание остаточного растворителя составляет 0,2…0,7%, а диаметр канала dk трубки при длине , соответствующей длине цилиндрической части камеры двигателя, удовлетворяет соотношению , где . Изобретение позволяет повысить максимально возможную скорость реактивной гранаты и обеспечить значение температурного перепада начальных скоростей на уровне 4…8%.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, а также сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами. Сопловой блок выполнен в виде одного центрального сопла, газосвязанного с открытыми торцами полузарядов расходной трубой, пропущенной через задний полузаряд. Задний полузаряд отделен от расходной трубы, которая проходит внутри покрытого бронировкой канала, выполненного в заднем полузаряде. Центральное сопло установлено на крепежном фланце, выполненном на заднем полукорпусе. Изобретение позволяет уменьшить поперечные габариты двигателя, увеличить суммарный импульс тяги, исключить тепловое воздействие на задний полукорпус, упростить конструкцию двигателя и улучшить его технологичность. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх