ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, пороховой заряд, воспламенитель, сопловой блок, в раструбе которого установлен графитовый вкладыш с мембраной, отличающийся тем, что графитовый вкладыш размещен в стальной тонкостенной цилиндрической обойме с кольцевой отбортовкой по образующей, причем мембрана установлена в закритической зоне между торцом соплового вкладыша и кольцевой отбортовкой обоймы, при этом мембрана выполнена в виде узла, состоящего из объединенных между собой тонкостенного алюминиевого диска с кольцевой проточкой и эквидистантного проточке стального высокопрочного кольца, а стальное кольцо со стороны диска выполнено с кольцевыми концентрическими выступами и по внешнему диаметру завальцовано периферийной частью диска, при этом на диске со стороны соплового вкладыша выполнена калиброванная кольцевая канавка треугольного сечения.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенства конструкций ракетных двигателей и надежности их работы.

Известна конструкция ракетного двигателя на твердом топливе [1], состоящего из корпуса с теплозащитным покрытием, соплового днища - переднего днища, заряда твердого топлива, воспламенительного устройства, поворотного сопла с сопловым вкладышем и заглушкой, установленной в расширяющейся части сопла.

Такая конструкция двигателя при всех своих достоинствах имеет существенный недостаток, а именно заглушка-диафрагма расположена в расширяющейся части сопла, а поскольку эта диафрагма вклеивается, а клей, как известно, имеет непостоянные свойства по ряду причин, то раннее вскрытие мембраны при срабатывании воспламенителя приведет к невоспламенению порохового заряда, что недопустимо.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива [2], состоящего из камеры сгорания с сопловым блоком, в критическом сечении раструба сопла которого установлен сопловой вкладыш с мембраной перед ним, пороховой заряд, воспламенитель на мембране.

Данная конструкция ракетного двигателя надежна при использовании стального молибденового вкладыша, поскольку при вылете мембраны с остатками воспламенителя на ней она не может нанести повреждение стальному вкладышу, но постановка соплового вкладыша из графита, как наиболее легкого материала при тех же габаритах приведет к его разрушению, что недопустимо.

Поэтому учитывая все перечисленные выше недостатки - задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя за счет исключения разрушения соплового графитового вкладыша при обеспечении стабильных давлений вскрытия сопловой мембраны, по сравнению с аналогом и прототипом.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, графитовый вкладыш размещен в стальной, тонкостенной цилиндрической обойме с кольцевой отбортовкой по образующей, причем мембрана установлена в закритической зоне между торцем соплового вкладыша и кольцевой отбортовкой обоймы, при этом мембрана наполнена в виде узла, состоящего из объединенных между собой тонкостенного алюминиевого диска с кольцевой проточкой и эквидистантного проточке стального высокопрочного кольца, а стальное кольцо со стороны диска выполнено с кольцевыми концентрическими выступами и по внешнему диаметру завальцовано периферийной частью диска, при этом на диске со стороны соплового вкладыша выполнена калиброванная кольцевая канавка треугольного сечения.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция мембранного узла обеспечивает надежную его заделку в сопловом блоке, а также надежный срез мембраны при постоянном расчетном давлении среза.

Изобретение поясняется фиг. 1-3, на которых приняты следующие обозначения: 1 - ракетный двигатель твердого топлива, 2 - сопловой блок, 3 - раструб сопла, 4 - графитовый вкладыш, 5 - мембранный узел (фиг. 2), 6 - воспламенитель, 7 - пороховой заряд, 8 - алюминиевый диск, 9 - стальное высокопрочное кольцо, 10 - кольцевые концентрические выступы, 11 - канавка треугольного сечения, 12 - стальная обойма.

Работа ракетного двигателя осуществляется следующим образом: в двигателе 1 при срабатывании воспламенителя 6 происходит воспламенение порохового заряда 7, образовавшиеся пороховые газы создают давление внутри двигателя, действуя при этом на мембранный узел 5, установленный в сопловом блоке 2 между графитовым вкладышем 4 и обоймой 12 и состоящий из алюминиевого диска 8, соединенного прессованием со стальным высокопрочным кольцом 9, при этом кольцевые концентрические выступы 10 внедряются в алюминий, при достижении определенного давления происходит вскрытие мембранного узла 5 по кольцевой калиброванной канавке треугольного сечения 11 алюминиевого диска 8 и унос его через раструб сопла 3.

Предложенная конструкция ракетного двигателя с таким мембранным узлом при выходе двигателя на рабочий режим не позволяет мембране вытягиваться и изгибаться по месту заделки, мембрана четко срезается по калиброванной канавке треугольного сечения при постоянном давлении в двигателе, независимо от разброса внутрибаллистических характеристик двигателя, в широком диапазоне температур. С другой стороны стальное недеформирующееся высокопрочное кольцо, контактирующее с графитовым вкладышем, надежно защищает вкладыш от трещин, сколов и других механических повреждений в момент срезания и вылета мембраны.

Выполнение на мембране некалиброванной кольцевой канавки может привести: 1 - к раннему срезу мембраны, что повлечет за собой невоспламенение порохового заряда или к его затуханию; 2 - к позднему срезу мембраны, что повлечет за собой резкий заброс давления внутри двигателя и его разрушение, что недопустимо.

Кольцевая канавка на мембране специально выполнена треугольной для создания концентрации напряжения.

Стальное кольцо со стороны диска выполнено с кольцевыми концентрическими выступами и по внешнему диаметру завальцовано периферийной частью алюминиевого диска, что увеличивает жесткость заделки и не позволяет мембране вытягиваться и изгибаться по месту заделки.

Выполнение мембраны только из одного алюминиевого диска приведет к вытягиванию и изгибанию мембраны по месту заделки и, как следствие, к трещинам и сколам графитового вкладыша, что недопустимо.

Источники информации

1. Винницкий А. М. Ракетные двигатели на твердом топливе. - М.: Машиностроение, 1973, с. 15-19, рис. 1.13 - аналог.

1. Фахрутдинов И. Х. Ракетные двигатели твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1981, с. 4-5, рис. 1.1 - прототип.