ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, в стенке которой со стороны переднего торца имеется канавка с вложенным в нее уплотнением, и бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, отличающийся тем, что теплозащитное покрытие стенки камеры сгорания дополнительно со стороны соплового торца имеет канавку с вложенным в нее кольцом из упругодеформируемого материала (например, резины), а вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45^o к оси заряда поверх термопластичной бронировки заряд имеет наклеенный жгут из упругодеформируемого материала, причем диаметр поперечного сечения упругодеформируемых колец составляет 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [d_к= (0,06-0,08)в] , диаметр жгута составляет (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [d_ж= (0,66-0,75)d_к] , а модуль упругости (Е_р) материала колец и жгута сопоставим с модулем упругости (Е_т) топлива (Е_рЕ_т).

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции двигателя с зарядом твердого ракетного топлива, выполненного в виде вкладной пороховой шашки, бронированной по наружной поверхности, и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей.

Конструкции двигателей с вкладными зарядами твердых ракетных топлив широко используются в ракетной технике, а эксплуатация их в широком температурном диапазоне -60^oС-+60^oС накладывает жесткие требования к физико-механическим свойствам топлива и способу крепления шашки в корпусе двигателя.

Известна, например, схема РДТТ со свободно вложенным бронированным зарядом по книге Я.М. Шапиро, Г.Ю. Мазинга, Н.Е. Прудникова. Основы проектирования ракет на твердом топливе. - М.: Военное издательство М.О., 1968 г., стр. 38, рис 1.35, в котором топливная шашка в осевом направлении фиксируется держателями (диафрагмами) из жесткого материала (пластика, жаростойких марок стали и т.п.) со стороны переднего днища и в предсопловом объеме, а в радиальном направлении центруется вкладышами так же из жесткого материала, уложенными между зарядом и внутренней поверхностью корпуса.

Известен ракетный двигатель твердого топлива по заявке RU 97115034, МПК F 02 K 9/36 , от 27.07.99 , содержащий корпус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, электровоспламенитель, головную и предсопловую диафрагмы, фиксатор и сопловой блок.

Недостатками конструкций указанных двигателей являются:

1. Ограничение температурного диапазона эксплуатации и боевого применения двигателя из-за применения в элементах крепления заряда жестких материалов, что может привести к появлению трещин в зарядах и к сколам топлива в местах его контакта с элементами крепления;

2. Наличие держателей (диафрагм) в предсопловом объеме приводит к турбулизации газового потока продуктов сгорания, увеличению перепада давления и, как следствие, к потерям удельного импульса тяги;

3. Свободное истечение продуктов сгорания от переднего торца заряда к сопловому днищу в кольцевом зазоре между зарядом и внутренней поверхностью теплоизоляции приводит к уносу частиц бронепокрытия и теплозащитного покрытия (ТЗП) корпуса, что с целью исключения прогара корпуса двигателя приводит к необходимости увеличения толщины бронепокрытия и ТЗП, т.е. к уменьшению коэффициента заполнения камеры сгорания и к снижению энергетических характеристик двигателя.

Известен также ракетный двигатель твердого топлива по патенту RU 2138670 , МПК F 02 K 9/08 "Ракетный двигатель твердого топлива" (см. фиг.1), в котором бронированный по наружной поверхности заряд (поз.7) вложен в камеру сгорания с кольцевым зазором (поз.8), а установленное со стороны переднего торца уплотнение (кольцо) (поз.2), вложенное в канавку (поз. 1), образует "застойную зону", газодинамически сообщающуюся с камерой сгорания. С целью исключения прогаров и уноса бронепокрытия и ТЗП площадь поперечного сечения кольцевого зазора на входе в "застойную зону" (F_вx) определяется из соотношения F_вх>F_кр, где F_кp - площадь критического сечения двигателя. Данная конструкция двигателя по технической сущности наиболее близка к предлагаемому изобретению.

Недостатком данной конструкции двигателя является консольное крепление заряда в камере сгорания за счет кольцевого уплотнения (кольца) со стороны переднего торца, что может привести к перемещению заряда в камере сгорания и его разрушению при воздействии осевых и радиальных перегрузок.

Задачей изобретения является создание конструкции двигателя, в котором наряду с простотой конструктивного оформления (отсутствие держателей и диафрагм) обеспечивается повышенная эксплуатационная надежность заряда в широком температурном диапазоне -60^oС-+60^oС при действии осевых и радиальных нагрузок.

Задача решается за счет того, что в известном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, в стенке которой со стороны переднего торца имеется канавка с вложенным в нее уплотнением, и бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, теплозащитное покрытие стенки камеры сгорания дополнительно со стороны соплового торца имеет канавку с вложенным в нее кольцом из упругодеформируемого материала (например, резины), а вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45^o к оси заряда поверх термопластичной бронировки заряд имеет наклеенный жгут из упругодеформируемого материала, причем диаметр поперечного сечения упругодеформируемых колец составляет 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [d_к=(0,06-0,08)в], диаметр жгута составляет (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [d_ж=(0,66-0,75)d_к], а модуль упругости (Е_р) материала колец и жгута сопоставим с модулем упругости (Е_т) топлива (Е_рЕ_т).

На фиг. 2 изображен заявляемый РДТТ, состоящий из камеры сгорания 6. Стенки камеры сгорания имеют теплозащитное покрытие (ТЗП) 5. В теплозащитном покрытии со стороны переднего и соплового торцов имеются канавки 1 и 1" с вложенными в них упругодеформируемыми кольцами 2 и 2", что образует "застойную зону" между наружной поверхностью заряда и внутренней поверхностью ТЗП. Ракетный двигатель также содержит вкладной заряд твердого топлива 7 с термопластичным покрытием 4, который установлен с кольцевым зазором 8 в камеру сгорания 6. Вдоль всей длины заряда 7 по винтовой линии под углом 45^o к оси заряда поверх термопластичной бронировки 4 заряд имеет жгут 3 из упругодеформируемого материала.

Функционирование предложенного двигателя происходит следующим образом:

- при воздействии на заряд тепловых нагрузок на нижнем пределе эксплуатации -60^oС в заряде возникают сжимающие напряжения и деформации, однако за счет правильно выбранного диаметра сечения упругодеформируемых колец и жгута d_к= (0,06-0,08)в; d_ж=(0,66-0,75)d_к, плотной посадки их на заряде и в канавках внутренней поверхности ТЗП корпуса не происходит осевого и радиального перемещения заряда в камере сгорания двигателя;

- при воздействии на заряд тепловых нагрузок на верхнем пределе эксплуатации 60^oС в заряде возникают растягивающие напряжения и деформации, а эксплуатационная надежность двигателя обеспечивается минимально допустимой величиной стандартного модуля упругости топлива и материалов упругодеформируемых колец и жгута. Кроме того, наличие жгута вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45^o к оси заряда исключает его деформацию при действии тепловых и эксплуатационных перегрузок. Применение материала колец и жгута с модулем упругости (Е_р), равным модулю упругости (Е_т) топлива, позволит обеспечить равномерную деформацию топлива и материала колец и жгута и повысить надежность двигателя;

- образование "застойной зоны" в кольцевом зазоре между наружной поверхностью заряда и внутренней поверхностью ТЗП камеры сгорания, в свою очередь, позволит снизить толщину ТЗП камеры сгорания двигателя и бронировки заряда за счет отсутствия эррозионного уноса частиц ТЗП и бронировки и тем самым позволит улучшить энергетические характеристики двигателя;

- отсутствие держателей и диафрагм упрощает конструкцию двигателя, снижает возможность возникновения турбулентного газового потока в предсопловом объеме, что так же повышает энергетические характеристики двигателя.

Таким образом, использование в конструкции ракетного двигателя твердого топлива упругодеформируемых колец на обоих торцах с диаметром поперечного сечения 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [d_к=(0,06-0,08)в] и жгута вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45^o к оси заряда с диаметром (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [d_ж=(0,66-0,75)d_к] с модулем упругости (Е_р) материала колец и жгута, сопоставимым с модулем упругости (Е_т) топлива (Е_рЕ_т), позволит:

1. повысить эксплуатационную надежность двигателя при действии как осевых, так и радиальных тепловых нагрузок при эксплуатации его в широком температурном диапазоне -60^oС-+60^oС;

2. упростить конструктивное оформление двигателя за счет отсутствия держателей и диафрагм;

3. повысить энергетические характеристики двигателя путем увеличения массы топлива заряда за счет уменьшения толщины бронепокрытия и ТЗП в месте образования "застойной зоны" между внутренней поверхностью камеры сгорания двигателя и наружной поверхностью заряда;

4. повысить удельный импульс тяги двигателя за счет сокращения турбулентности газового потока вдоль соплового тракта и уменьшения перепада давления внутри двигателя из-за отсутствия в предсопловом объеме элементов крепления заряда (держателей, диаграмм).

Возможность достижения нужного положительного эффекта подтверждена экспериментально при большом опыте отработки и изготовления вкладных зарядов твердого топлива.