ракетный двигатель

Формула изобретения

Ракетный двигатель, содержащий корпус с коническо-оживальной передней частью, имеющей установленную на ее наружной поверхности юбку со сквозными продольными пазами и центральную втулку с кольцевым упором, отличающийся тем, что по периферии кольцевого упора и на внутренней поверхности юбки, образованной совокупностью последовательно расположенных и сопряженных между собой и посадочной поверхностью юбки усеченных конусов, контактирующих с наружной поверхностью двигателя, выполнены взаимные цилиндрические посадочные места, при этом стенка юбки имеет переменную толщину с увеличением к переднему торцу двигателя, а сквозные продольные пазы выполнены в радиальном направлении с образованием идентичных секторов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известен реактивный снаряд с отделяемым двигателем, содержащий маршевую ступень с обтекателем и состыкованный с ней с помощью механизма разделения двигатель из композиционного материала с резьбовой втулкой, установленной в переднем полюсном отверстии. Корпус двигателя имеет цилиндрическую форму с коническо-оживальной передней частью. На наружной поверхности втулки выполнен кольцевой упор и хвостовик, наружная поверхность которого эквидистантна коническо-оживальной части корпуса двигателя. [Патент России №2133444 от 20.07.99 г. МПК 7 F42В 15/10]. Данная конструкция реактивного снаряда имеет существенный недостаток, заключающийся в том, что при разгоне реактивного снаряда (ракеты) и на высоких скоростях его полета, под действием боковых перегрузок и изгибающих моментов, происходит раскачивание и потеря жесткости места стыка маршевой ступени с двигателем, так как соединение резьбовой втулки с двигателем из композиционного материала имеет низкую прочность, вследствие чего применение такого устройства ограничено.

Прототипом данного предлагаемого изобретения выбран реактивный снаряд, содержащий маршевую ступень и состыкованный с ней посредством механизма разделения двигатель из композиционного материала с коническо-оживальной частью и резьбовой втулкой с кольцевым упором и хвостовиком в полюсном отверстии, к которой посредством механизма разделения крепится маршевая ступень. На коническо-оживальную часть двигателя установлена заподлицо тонкостенная металлическая юбка коническо-оживальной формы со сквозным кольцевым дном, внутренняя поверхность которой эквидистантна коническо-оживальной части двигателя; на оживальной части юбки параллельно продольной оси снаряда равномерно по окружности выполнены сквозные продольные пазы, делящие оживальную часть на сегменты, причем кольцевое дно юбки опирается на кольцевой упор резьбовой втулки и поджато конической гайкой. Зазор между наружной поверхностью корпуса двигателя и внутренней поверхностью юбки, а также между сегментами заполняется связующим элементом (эпоксидной смолой). [Патент России №2179702 от 13.11.2000 г. МПК 7 F42В 15/10]. Данная конструкция повышает прочность и жесткость соединения разнокалиберных ступеней реактивного снаряда при одновременном повышении его продольной устойчивости за счет установки на коническо-оживальную часть двигателя тонкостенной металлической юбки, повышающей жесткость заделки резьбовой втулки, вматываемой в двигатель.

Недостатком данного снаряда является то, что установку юбки производят по наружной поверхности коническо-оживальной части двигателя, а с учетом того, что корпус двигателя изготовлен из композиционного материала, разброс размеров наружной поверхности корпуса может быть значительным и возникающая при этом несоосность юбки и корпуса двигателя ухудшает аэродинамические свойства снаряда. Процесс заполнения зазора связующим элементом, выдавливаемым из композиционного материала корпуса до его затвердевания, является нестабильным, так как при этом неизбежно вытекание связующего элемента из зазора и образование раковин. После затвердевания связующий элемент имеет низкую прочность и высокую хрупкость, поэтому возможно его разрушение и высыпание из зазора при транспортировке изделия и особенно в полете, под действием вибрационных нагрузок, а наличие незаполненного зазора обуславливает податливость стыка двух разнокалиберных частей снаряда. При этом в полете происходит раскачивание и потеря жесткости места стыка маршевой ступени с двигателем, что приводит к росту боковых перегрузок и, следовательно, ограничивает возможность применения данной конструкции. Выполнение указанным образом на оживальной части металлической тонкостенной втулки продольных пазов делает образующиеся при этом сегменты неравнопрочными и отличными друг от друга по геометрическим размерам, т.е. несимметричными по жесткости в поперечной к двигателю плоскости, что приводит к неравномерной деформации части корпуса двигателя под сегментами при установке юбки и во время его работы, искривлению его продольной оси и повышению эксцентриситета тяги.

Задачей данного изобретения является обеспечение равнопрочности соединения ракетного двигателя с головной частью и повышение устойчивости ракеты в полете.

Решение задачи достигается ракетным двигателем, содержащим корпус с коническо-оживальной передней частью, имеющей установленную на ее наружной поверхности юбку со сквозными продольными пазами и центральную втулку с кольцевым упором, в котором по периферии кольцевого упора и на внутренней поверхности юбки, образованной совокупностью последовательно расположенных и сопряженных между собой и посадочной поверхностью юбки усеченных конусов, контактирующих с наружной поверхностью двигателя, выполнены взаимные цилиндрические посадочные места, при этом стенка юбки имеет переменную толщину с увеличением к переднему торцу двигателя, а сквозные продольные пазы выполнены в радиальном направлении с образованием идентичных секторов.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция обеспечивает равнопрочное в поперечной плоскости соединение двигателя с головной частью ракеты за счет точного центрирования юбки относительно центральной втулки и наличия гарантированного контакта между внутренней поверхностью юбки и наружной поверхностью корпуса двигателя, а увеличение толщины стенки юбки к переднему торцу двигателя позволяет получить переменную жесткость юбки с наибольшим ее значением в местах контакта с центральной втулкой, то есть в местах максимального воздействия изгибающего момента на головную часть ракеты, возникающего от наличия боковых перегрузок. Кроме того, выполненные идентично сектора имеют симметричную жесткость и податливость в поперечной к двигателю плоскости, что обеспечивает равномерное распределение нагрузки на двигатель.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами (фиг.1-4). На фиг.1 изображен ракетный двигатель 1 с установленной на его переднюю коническо-оживальную часть юбкой 3 и состыкованный с ракетой 2. На фиг.2, 3 представлен чертеж юбки 3 с продольными пазами 5, идентичными секторами 6, внутренней поверхностью 7 и цилиндрическим посадочным местом 8. На фиг.4 изображена центральная втулка 4 с цилиндрическим посадочным местом 9.

Установку юбки 3 с упором на центральную втулку 4 двигателя 1 производят по взаимным посадочным местам 8 и 9, что исключает их перемещение относительно друг друга. Внутренняя поверхность 7 юбки 3 контактирует с поверхностью передней коническо-оживальной части двигателя 1, что позволяет ликвидировать зазоры между поверхностями и исключить тем самым необходимость применения связующего элемента. При работе двигателя 1 его корпус подвергается воздействию внутреннего давления пороховых газов в пределах упругих деформаций, величина которых возрастает с увеличением диаметра корпуса двигателя. Поэтому место стенки юбки 3 с наибольшей толщиной у переднего торца двигателя 1 не испытывает растягивающих усилий, а та часть стенки, что имеет меньшую толщину и расположена на оживальной части корпуса двигателя 1, имеет меньшую жесткость и упруго деформируется без разрушения вместе со стенкой корпуса. Кроме того, идентичные сектора 6, образованные пазами 5, также «отслеживают» перемещение стенки корпуса двигателя 1, а имея одинаковую жесткость в силу идентичности геометрических размеров, равномерно сопрягаются с корпусом двигателя, что улучшает обтекаемость формы и, следовательно, аэродинамические характеристики ракеты. Равномерная деформация идентичных секторов 6 и их одинаковое силовое воздействие на стенки работающего двигателя позволяют сохранить соосность головной части ракеты и двигателя, а следовательно, исключить эксцентриситет тяги и повысить устойчивость ракеты в полете.

Таким образом, предлагаемый ракетный двигатель обеспечивает равнопрочное соединение с головной частью ракеты и повышает ее устойчивость в полете.