Ракетный двигатель твердого топлива

 

Использование: изобретение относится к ракетной технике, в частности, к двигателям твердого топлива, устанавливаемым на снарядах, запускаемых из ствола артиллерийского орудия. Сущность: ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус 1, скрепленный с сопловой крышкой 2, заряд 4 твердого топлива и теплозащитное покрытие в виде скрепленной с корпусом 1 обечайки 5, установленной с перекрытием стыка 6 между корпусом 1 и крышкой 2, на участке которого размещено кольцевое уплотнение 7, снабжен дополнительным теплозащитным покрытием, выполненным в виде диска 8 с центральным отверстием, скрепленного с сопловой крышкой 2, обечайка 5 выполнена с отбортовкой 10, перекрывающей указанный стык, размещенный между торцевыми поверхностями 11 и 12 диска 8 с кольцевым зазором 13 относительно боковой поверхности 14 последнего, заполненным герметизирующим составом 15, в сопловой крышке 2 между уплотнением 7 и отбортовкой 10 выполнена кольцевая канавка 16, а диск 8 выполнен с наружным диаметром, составляющим 0,85 ... 0,97 от наружного диаметра 17 крышки 2 на участке 3 ее стыка 6 с корпусом 1. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности, к двигателям твердого топлива, устанавливаемым на снарядах, запускаемых из ствола артиллерийского орудия.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива, в котором вблизи шашки высокотемпературного топлива устанавливается топливная шашка из аминоборана, при горении которой образуется относительно холодный потоке водорода и нитрида бора (BN), защищающий стенки сопла от воздействия горячих газов.

Недостатком данной конструкции является то, что требуется иметь в двигателе достаточно большой объем для размещения шашки из аминоборана, что не всегда приемлемо по условиям компановки: увеличивается длина двигателя и снаряда в целом.

Известно устройство по способу изготовления изолирующего слоя для топливных зарядов, в котором между топливным зарядом и корпусом камеры сгорания ракетного двигателя на внутреннюю сторону этого корпуса или на топливный заряд наносится вспениваемая масса, затем топливный заряд вводится в корпус камеры сгорания, после чего указанная масса вспенивается.

Недостатком такой конструкции (способа) является то, что необходимо изолирующий слой выполнять достаточно толстым для компенсации тепловой деформации топлива. А это уменьшает коэффициент заполнения объема камеры топливом. Недостатком является и то, что необходимость центрировать топливный заряд в камере для получения равномерного по толщине кольцевого зазора, так как в противном случае изолирующий слой будет прогарать по тонкому месту, или отслаиваться при температурных деформациях при хранении.

Данный недостаток устранен в конструкции, наиболее близкой к предлагаемому техническому решению, изолирующего слоя для твердотопливного ракетного двигателя, расположенного между зарядом твердого топлива и камерой сгорания без зазора. При горении заряда по торцу, изолирующий слой, выполняющий функции бронировки (то есть ограничителя поверхности горения), на участке камеры сгорания, где порох сгорел, вспенивается и коксуется, при этом увеличиваясь по толщине. Такой утолщенный слой выполняет функцию теплозащитного покрытия камеры сгорания.

Недостатком такой конструкции является то, что при горении пороха, когда возникают пульсации давления в большом диапазоне частот, происходит откалывание коксового участка и, следовательно, доступ горячих продуктов сгорания заряда к металлической стенке камеры. Это приводит к прогарам двигателя и нарушению его работы. Кроме того, недостаточно надежно защищен стык "корпус камеры сопловая крышка", так как теплозащитное покрытие контактирует с сопловой крышкой только по толщине коксового слоя. Все это снижает надежность работы двигателя.

Целью изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя путем дополнительной герметизации стыка между корпусом и сопловой крышкой.

Указанная цель достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива, содержащий цилиндрический корпус, скрепленный с сопловой крышкой, заряд твердого топлива и теплозащитное покрытие в виде скрепленной с корпусом обечайки, установленной с перекрытием стыка между корпусом и крышкой, на участке которого размещено кольцевое уплотнение, снабжен дополнительным теплозащитным покрытием, выполненным в виде диска с центральным отверстием, скрепленного с сопловой крышкой, обечайка выполнена с отбортовкой, перекрывающей указанный стык, размещенной между торцевыми поверхностями диска с кольцевым зазором относительно боковой поверхности последнего, заполненным герметизирующим составом, в сопловой крышке между уплотнением и отбортовкой выполнена кольцевая канавка, а диск выполнен с наружным диаметром, составляющим 0,85 0,97 от наружного диаметра крышки на участке ее стыка с корпусом.

Предусмотрено снабжение ракетного двигателя твердого топлива дополнительно картонной прокладкой, размещенной на обращенной к заряда поверхности диска и выполненной с диаметром, превышающим диаметр боковой поверхности отбортовки.

Снабжение ракетного двигателя дополнительным теплозащитным покрытием (ТЗП), выполненным в виде диска, скрепленного с сопловой крышкой, позволяет защитить металл крышки от чрезмерного нагрева продуктами сгорания заряда, а также позволяет надежно приклеить и проконтролировать сборочную единицу-крышку с диском. Контроль качества приклейки может быть осуществлен по появлению клея на периферии и внутри отверстия диска. Кроме того, наличие диска обеспечивает плоскую опору для заряда, что исключает его раскалывание при воздействии осевой перегрузки при старте снаряда из ствола орудия.

Выполнение диска с центральным отверстием позволяет сообщить полость цилиндрического корпуса с соплом.

Выполнение обечайки с отбортовкой, выполнение наружного диаметра диска 0,85 0,97 от наружного диаметра крышки на участке крепления ее с цилиндрическим корпусом, позволяет перекрыть отбортовкой стык "корпус - сопловая крышка" и образовать Z-образный лабиринт с повышенным гидравлическим сопротивлением, затрудняющий проход газа, увеличивающий его путь к кольцевому уплотнению. Коэффициенты (0,85 0,97) получены опытным путем. Нижний предел (0,85) ограничивается вылетом отбортовки обечайки. Если коэффициент будет меньше 0,85, то отбортовка становится нежесткой, при изготовлении возникают сколы, ее трудно извлечь, не повредив, из пресс-формы, так как обечайка имеет развитую поверхность, а толщина незначительна, примерно 1 2 мм.

При коэффициенте более 0,97 перекрытие стыка "корпус сопловая крышка" становится минимальным, исчезает Z-образный лабиринт, и горячий газ может проходить по стыку, например, по резьбе, почти напрямую, что снижает надежность работы двигателя.

Расположение стенки отбортовки между торцевыми поверхностями диска также позволяет повысить надежность работы конструкции. Это объясняется следующим.

При выстреле из пушки осевая перегрузка прижимает заряд топлива к торцу диска. Так как поверхность диска, воз избежание раскалывания заряда при старте, выполняется существенно больше, чем поверхность торца отбортовки обечайки, то выступание отбортовки за опорную (для заряда) поверхность диска не допускается. С другой стороны, при сборке двигателя крышка, например, ввинчивается в корпус и однообразно стопорится, например, буртом так, что диск "выходит" вперед к заряду по отношению к торцу отбортовки. При этом торец сопловой крышки, контактирующий с диском, и перекрытый отбортовкой, не должен упираться и изгибать во избежание поломки отбортовку. Поэтому стенка отбортовки всегда должна находиться "в пределах" толщины стенки диска.

Образование кольцевого зазора между боковой поверхностью диска и внутренней поверхностью отбортовки упрощает изготовление деталей ТЗП (допуск на размеры выбираются большие) и исключает из поломку при сборке двигателя. Наличие указанного зазора позволяет также произвести дополнительную защиту стыка путем введения в этот зазор герметизирующего состава, например, герметика УТ-34.

Снабжение сопловой крышки кольцевой канавкой позволяет в случае просачивания газа метательного заряда через кольцевое уплотнение (7) в момент выстрела снаряда из ствола снизить его давление и температуру за счет расширения этого газа в объеме кольцевой канавки (ресивере) и исключить зажжение заряда твердого топлива при нахождении снаряда в стволе орудия. Выполнение кольцевой канавки перед кольцевым уплотнением позволяет при длительной работе заряда твердого топлива и в случае просачивания его газов в кольцевую канавку образовать застойную зону с относительно холодным газом и снизить тепловую нагрузку на основное кольцевое уплотнение (обычно выполняемое из резины и фторопласта).

Указанные меры повышают надежность работы двигателя.

Предусмотрен вариант конструкции, когда стык "корпус сопловая крышка" дополнительно защищается для исключения просачивания газов заряда твердого топлива. На торце диска, обращенного к заряда, закрепляется (на клее) картонная прокладка, перекрывающая кольцевой зазор между отбортовкой и диском, т. е. наружный диаметр прокладки превышает диаметр боковой поверхности отбортовки.

Одновременно указанная прокладка амортизирует заряд при выстреле за счет податливости картона.

Сравнение заявляемого технического решения с прототипом позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники, признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, не были выявлены и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень".

На фиг. 1 показан ракетный двигатель твердого топлива в разрезе; на фиг. 2 корпус, отбортовка, диск и заряд. На фиг. 3 картонная прокладка.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус 1, скрепленный с сопловой крышкой 2, например, по резьбе 3, заряд 4 твердого топлива и теплозащитное покрытие в виде скрепленной с корпусом 1 обечайки 5, установленной с перекрытием стыка 6 (резьбовой и гладкой участки) между корпусом 1 и крышкой 2, на участке которого размещено кольцевое уплотнение 7.

Двигатель снабжен дополнительным ТЗП, выполненным в виде диска 8 с центральным отверстием 9, скрепленного с сопловой крышкой 2. Обечайка 5 выполнена с отбортовкой 10, перекрывающей стык 6 (резьбу 3).

Отбортовка 10 размещена между торцевыми поверхностями 11 и 12 диска 8 с кольцевым зазором 13 относительно боковой поверхности 14 последнего, заполненным герметизирующим составом 15, например герметиком УТ-34. Состав 15 находится и между торцами отбортовки 10 и крышки 2. В сопловой крышке 2, между уплотнением 7 и отбортовкой 10, выполнена кольцевая канавка 16. Диск 8 выполнен с наружным диаметром 14, составляющим 0,85 0,97 от наружного диаметра 17 крышки 2 на участке 3 ее стыка 6 с корпусом 1.

Предусмотрен вариант, когда ракетный двигатель дополнительно снабжен картонной прокладкой 18, размещенной на обращенной к заряду 4 поверхности 11 диска 8 (например, приклеена клеем 88 СА), и выполненной с диаметром 19, превышающим диаметр 20 боковой поверхности отбортовки 10, т.е. зазор 13 перекрыт.

Устройство работает следующим образом.

При зажжении метательного заряда 21 и движении артиллерийского снаряда по стволу, газы этого заряда стремятся пройти по стыку "корпус сопловая крышка" (его гладкой нерезьбовой части). В случае прорыва газов через кольцевое уплотнение 7, они расширяются и охлаждаются в кольцевой канавке 16, уменьшая тепловые нагрузки на стык.

Длительность ствольного процесса приблизительно 20-25 миллисекунд, а давление составляет несколько сотен атмосфер.

Заряд 4 большей площадью опирается на торец 11 (или прокладку 18). После вылета снаряда из ствола и зажжения от воспламенителя 22 заряда 4, его горячие газы истекают из сопла 23 крышки 2 и одновременно воздействуют на ТЗП: обечайку 5 с отбортовкой 10 и диск 8. Так как зазор 13 и зазор между отбортовкой 10 и крышкой 2 заполнен герметизирующим составом 15, то газ к стыку 6 "корпус сопловая крышка" (поверхности 17) не проходит.

В случае разогрева состава 15, он будет, максимум, продвинут давлением к стыку, являясь пробкой и не пропуская газ к стыку. Z-образный путь растягивает во времени прохождение герметика, а также увеличивает силу сопротивления при продавливании герметика по зазору.

При установке картонной прокладки 18 силовой стык 3 защищен от горячих газов заряда 4 дополнительно за счет перекрытия зазора 13.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя твердого топлива при горении заряда в корпусе и при движении двигателя со снарядом по стволу путем дополнительной герметизации силового стыка "корпус сопловая крышка" с двух сторон от стыка.

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий цилиндрический корпус, скрепленный с сопловой крышкой, заряд твердого топлива и теплозащитное покрытие в виде скрепленной с корпусом обечайки, установленной с перекрытием стыка между корпусом и крышкой, на участке которого размещено кольцевое уплотнение, отличающийся тем, что он снабжен дополнительным теплозащитным покрытием, выполненным в виде диска с центральным отверстием, скрепленного с сопловой крышкой, обечайка выполнена с отбортовкой, перекрывающей указанный стык, размещенной между торцевыми поверхностями диска с кольцевым зазором относительно боковой поверхности последнего, заполненным герметизирующим составом, в сопловой крышке между уплотнением и отбортовкой выполнена кольцевая канавка, а диск выполнен с наружным диаметром, составляющим 0,85 - 0,97 от наружного диаметра крышки на участке ее стыка с корпусом.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен картонной прокладкой, размещенной на обращенной к заряду поверхности диска и выполненной с диаметром, превышающим диаметр боковой поверхности отбортовки.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

PC4A Государственная регистрация перехода исключительного права без заключения договора

Дата и номер государственной регистрации перехода исключительного права: 23.04.2012 № РП0002254

Лицо(а), исключительное право от которого(ых) переходит без заключения договора:Государственное унитарное предприятие «Конструкторское бюро приборостроения» (RU)

Правопреемник: Открытое акционерное общество «Конструкторское бюро приборостроения» (RU)

(73) Патентообладатель(и):Открытое акционерное общество «Конструкторское бюро приборостроения» (RU)

Адрес для переписки:ОАО «КБП», ул. Щегловская засека, 59, г. Тула, 300001

Дата внесения записи в Государственный реестр: 23.04.2012

Дата публикации: 10.06.2012

---