Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей на твердом топливе, корпус которых изготовлен из композиционных материалов. Технической задачей изобретения является повышение надежности работы двигателя путем исключения возвратно-поступательного движения порохового заряда при воспламенении, повышения прочности и снижения эксцентриситета инерционных сил. Поставленная задача достигается за счет введения в конструкцию ракетного двигателя твердого топлива с сопловым днищем и опорой из композиционных материалов и размещенным в нем пороховым зарядом воспламенительного устройства, смонтированного на передней крышке, закрепленной в металлическом шпангоуте, при этом гаситель осевых колебаний заряда выполнен в виде подпружиненного поршня с центральным отверстием, сопловой раструб двигателя снабжен металлической воронкой с пружинным хвостовиком со стороны сопла, причем между воронкой и сопловой опорой размещена эластичная прокладка. 6 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

   С помощью Яндекс:  

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2053401
Класс(ы) патента: F02K9/08
Номер заявки: 93002764/06
Дата подачи заявки: 14.01.1993
Дата публикации: 27.01.1996
Заявитель(и): Конструкторское бюро приборостроения
Автор(ы): Соколов Г.Ф.; Морозов В.Д.; Алешичев И.А.
Патентообладатель(и): Конструкторское бюро приборостроения
Описание изобретения: Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) из композиционных материалов.
В настоящее время широкое распространение получили композиционные материалы при изготовлении корпусов ракетных двигателей. Эффективность применения композиционных материалов для силовых корпусов РДТТ определяется в основном конструктивным решением вопросов соединения стеклопластиковой оболочки с концевыми деталями: днищем и сопловым блоком, а также креплением твердого ракетного топлива в корпусе камеры сгорания двигателя и обеспечением герметичности корпусов при работе двигателя.
Известен корпус РДТТ из композиционных материалов, выполненный намоткой из стеклонитей. При этом с внутренней стороны двигателя уложен слой герметичного материала, например пластика.
Известна конструкция соединения концевых деталей с корпусом РДТТ, полученным намоткой стеклонитью или волокнита. В этом случае в концевых деталях предусмотрено выполнение наружных канавок, для каждой канавки в юбке корпуса предусмотрены первый и второй слои волокнита. В первом слое волокна ориентированы преимущественно параллельно оси детали и выступают в соответствующие канавки. На первый слой наложен второй слой с витками волокон, проходящими от юбки в направлении к канавке. Второй слой по меньшей мере частично размещен в канавке так, что фиксирует первый слой в канавке. Такие слои повторяют для каждой канавки, а затем последовательными витками окружают всю деталь.
В конструкциях РДТТ из композиционных материалов в связи со значительной их деформацией при нагружении внутренним давлением возникает проблема исключения осевого возвратно-поступательного движения порохового заряда в момент воспламенения и выхода его на режим. В некоторой мере эта задача решается в известной конструкции РДТТ, которая содержит корпус с соплом. В корпусе установлен вкладной заряд твердого топлива, воспламенительное устройство со стороны передней крышки. В зоне передней крышки размещена камера с жидкостью, поджатая со стороны заряда поршнем. При работе двигателя по мере выгорания заряд поджимается жидкостью, на которую воздействует через поршень давление пороховых газов внутри камеры сгорания.
Однако при относительно длинных зарядах, когда длина превышает диаметр в 5 раз и более, работа такого двигателя в момент воспламенения и выхода на режим обуславливает осевое возвратно-поступательное перемещение заряда, что приводит к помпажу в двигателе и его неустойчивой работе.
Целью предлагаемого изобретения является повышение надежности работы двигателя путем исключения возвратно-поступательного движения порохового заряда при воспламенении, повышения прочности и снижения эксцентриситета инерционных сил.
Поставленная цель достигается за счет введения в известную конструкцию РДТТ, содержащую камеру сгорания с сопловым днищем и опорой из композиционных материалов и размещенным в нем канальным пороховым зарядом, воспламенительное устройство, смонтированное на передней крышке, закрепленной в металлическом шпангоуте, следующих конструктивных решений:
гаситель осевых колебаний заряда должен быть выполнен в виде опертого на торец заряда поршня с центральным отверстием, размещенного внутри стакана, закрепленного на передней крышке под воспламенительным устройством, при этом поршень поджат к заряду установленной внутри него пружиной;
сопловой раструб двигателя должен быть снабжен металлической воронкой с пружинным хвостовиком со стороны сопла, причем между воронкой и сопловой опорой размещена эластичная прокладка;
соединение корпуса и металлического шпангоута должно быть выполнено в виде уложенных между зубьев шпангоута спиральной кольцевой намоткой стеклонитей, причем форма зубьев образована правильной пирамидой, а со стороны оснований зубья расположены под углом к углу намотки стеклонитей.
На фиг.1 показан предлагаемый двигатель, разрез; на фиг.2 узел I на фиг. 1; на фиг.3 узел II на фиг.1; на фиг.4 разрез А-А на фиг.1; на фиг.5 вид по стрелке Б на фиг.3; на фиг.6 вид по стрелке В на фиг.5.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1 из композиционных материалов с металлическим шпангоутом 2, на котором выполнены штыри 3. Штыри выполнены в виде правильных пирамид. Стороны оснований пирамид расположены под углом α к оси корпуса. Угол спиральной намотки стеклонитей составляет угол β к оси корпуса. Разность углов α и β составляет 3-10о. В шпангоут ввернута передняя крышка 4. Сопловой раструб 5 выполнен намоткой за одно целое с корпусом. Внутри двигателя размещен канальный пороховой заряд 6, опирающийся на сопловую опору 7. При этом сопловая опора установлена на резиновом амортизаторе 8. Между внутренней поверхностью входного участка сопла и амортизатором установлена металлическая воронка 9 с пружинным хвостовиком 10. Сопловой вкладыш 11 из графита установлен на резиновом амортизаторе 12, обеспечивающим возможность осевого перемещения вкладыша.
На передней крышке закреплен стакан 13 с воспламенителем 14. В стакан установлен поршень 15, поджатый к торцу шашки с помощью пружины 16. Опорная поверхность поршня со стороны заряда покрыта упругим уплотнителем 17, например резиной. В центре опорной поверхности поршня выполнено отверстие 18, через которое проходит крепежный винт 19.
Воспламенитель 14 со стороны заряда перекрыт перфорированной накладкой 20, продольная ось симметрии которой расположена по центрам электровоспламенителей 21, выходные отверстия которых направлены в зону между перфорациями накладки. Накладка образует свободные зоны в виде сегментов 22. В накладке выполнено отверстие под поршень.
Работа описанного устройства ракетного двигателя заключается в следующем.
При срабатывании электровоспламенителей 21 поджигается навеска воспламенителя 14. Давлением газов от воспламенителя стакан 13 опрессовывает поршень 15 и делает его неподвижным в осевом направлении. При этом электровоспламенители 21 своими форсами пламени, ориентированными в тело накладки 20, стабильно зажигают воспламенительную навеску. Это объясняется тем, что форс их пламени отражается накладкой и полностью поглощается пороховой навеской воспламенителя. Перфорация в накладке обеспечивает вскрытие воспламенительной коробочки при едином давлении независимо от температуры эксплуатации, также стабилизируя (регулируя) давление воспламенения. Пороховые газы от воспламенителя проходят в зазор между боковой поверхностью пороховой шашки 6 и стенкой двигателя к соплу. Через канал же пороховые газы пройти не могут, так как торец поршня плотно прижимается давлением к торцу шашки, а герметичность достигается резиновым уплотнителем 17. Пороховые газы от воспламенителя со стороны сопла проходят в канал пороховой шашки, откуда через отверстие 18 попадают внутрь поршня. В этот момент происходит выравнивание давления снаружи и внутри стакана, что обеспечивает свободное осевое перемещение поршня. Однако времени, в течение которого поршень защемлен стенками стакана, достаточно для надежного воспламенения порохового заряда и выхода двигателя на режим. При этом исключается возвратно-поступательное осевое перемещение заряда, повышая надежность его работы.
При воспламенении порохового заряда за счет истечения пороховых газов через сопловой раструб 5 образуется реактивная сила, обеспечивающая на стартовом участке ускоренное движение. При этом под действием сил инерции пороховой заряд давит на сопловую опору 7 с силой, пропорциональной величине ускорения. В связи с тем, что сопловая опора установлена на амортизаторе 8. усилие, передаваемое зарядом на сопловой раструб 5, будет не ударным, а растянутым во времени. Кроме того, заделка во входном участке соплового корпуса жесткой металлической воронкой 9 обеспечивает равномерное распределение этого усилия по всей его поверхности. Пружинный хвостовик 10 позволяет повысить жесткость воронки и смягчить ударную нагрузку. Крепление соплового вкладыша 11 на амортизаторе 12 позволяет избежать разрушение вкладыша при относительном осевом движении порохового заряда с сопловой опорой. При этом обеспечивается только осевое смещение соплового раструба под действием сил инерции порохового заряда. Кроме того, металлическая воронка позволяет повысить надежность герметизации соплового раструба, являющегося самым теплонапряженным узлом.
Выполнение штырей 3 металлического шпангоута 2 в виде правильных четырехгранных пирамид, стороны которых расположены под углом 3-10о к углу спиральной намотки стеклонитей, обеспечивает контактирование стеклонитей со штырями по всей длине их сторон и плотное прилегание стеклонитей к штырям. За счет этого повышается прочность узла соединения стеклопластикового корпуса 1 с металлической заделкой на 30-35% по сравнению со штырями круглой формы, что в свою очередь позволяет снизить вес и габаритные размеры оболочки твердотопливного ракетного двигателя.
За счет изложенных выше конструктивных отличий существенно повышается надежность работы твердотопливного двигателя с корпусом из композиционных материалов путем исключения возвратно-поступательного движения порохового заряда при старте, повышения прочности и снижения эксцентриситета инерционных сил.
Формула изобретения: РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА, содержащий камеру сгорания с сопловым раструбом и опорой из композиционных материалов, размещенный в ней вкладной заряд твердого топлива с осевым каналом, воспламенитель, смонтированный на переднем днище, закрепленном в металлическом шпангоуте, отличающийся тем, что он снабжен опертым на заряд твердого топлива подпружиненным поршнем с центральным отверстием, а в корпусе воспламенителя выполнен глухой осевой канал, в котором расположен поршень, при этом сопловый патрубок снабжен металлической воронкой с пружинным хвостовиком со стороны камеры сгорания, а между воронкой и сопловой опорой размещена эластичная прокладка, причем соединение переднего днища и металлического шпангоута выполнено в виде уложенных между зубьев спиральной кольцевой намоткой стеклонитей, а зубья выполнены пирамидальной формы, стороны оснований которых расположены под углом к углу намотки стеклонитей.