Ракетный двигатель твердого топлива

 

Использование: в ракетной технике. Сущность изобретения: в ракетном двигателе твердого топлива торцевая и коническая поверхности порохового заряда, поверхности пилообразных концентрических профилей опорно-герметизирующего узла соплового блока покрыты слоем мелкодисперсной сухой смазки, преимущественно тальком. 1 ил.

Изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенствования конструкций ракетных двигателей и надежности их работы.

Существует конструкция ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) [1] содержащая камеру сгорания с сопловым блоком, переднее днище с воспламенительным устройством и размещенный между камерой и пороховым зарядом опорно-герметизирующий узел.

Однако данная конструкция ракетного двигателя не достаточно надежна, так как не предотвращает скручивание опорно-герметизирующий узел при стартовом закручивании ракеты, при выходе из пускового контейнера, что приводит к нарушению герметичности "застойной зоны".

Известен ракетный двигатель твердого топлива и взятый в качестве прототипа [2] содержащий камеру сгорания с передним и задним днищами, воспламенитель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенительным составом, при этом воспламенитель расположен на переднем днище, заряд твердого ракетного топлива, опорно-герметизирующий узел, размещенный между зарядом и камерой сгорания, сопловой блок, отличающийся тем, что переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами, в котором выполнена цилиндрическая полость, при чем воспламенитель расположен в цилиндрической полости с натягом посредством опорного кольца с выступами и с радиальной перемычкой, армированной эластичным материалом, при этом выступы опорного кольца сопряжены с упорами теплозащитного экрана, а между выступами и упорами размещены эластичные прокладки, при этом часть заряда со стороны соплового блока выполнена в виде усеченного конуса и забронирована по боковой поверхности и торцу, а опорно-герметизирующий узел выполнен в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, ориентированных в сторону переднего днища и распложен между конической частью заряда, его торцом и задним днищем.

Однако и данная конструкция не достаточна надежна, так как не предотвращает скручивание пилообразной манжеты опорно-герметизирующего узла при стартовом закручивании ракеты, что так же приводит к нарушению герметичности "застойной зоны" и прогару двигателя.

Задачей изобретения является повышение надежности работы двигателя при стартовом закручивании ракеты в пусковом контейнере путем предотвращения скручивания пилообразных концентрических профилей опорно-герметизирующего узла соплового блока.

Указанная цель достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива торцевая и коническая поверхности порохового заряда, поверхности пилообразных концентрических профилей опорно-герметизирующего узла соплового блока покрыты слоем мелкодисперсной сухой смазки, преимущественно тальком.

Сущность изобретения заключается в том, что данное техническое решение позволяет обеспечить высокую надежность работы ракетного двигателя за счет обеспечения герметичности "застойной зоны" по отношению к прототипу.

На чертеже приведена предлагаемая конструкция ракетного двигателя, где: 1 ракетный двигатель; 2 пороховой заряд; 3 торцевая поверхность заряда; 4 коническая поверхность заряда; 5 пилообразные концентрические профили; 6 опорно-герметизирующий узел соплового блока.

Сборка и работа предлагаемого ракетного двигателя осуществляется следующим образом.

При сборке ракетного двигателя 1 торцевая 3 и коническая поверхности заряда 4, поверхности пилообразных концентрических профилей 5 опорно-герметизирующего узла соплового блока 6 покрываются (присыпаются) мелкодисперсной сухой смазкой, например молотым тальком или дисульфитом молибдена, и т.п. При стартовом закручивании ракеты в пусковом контейнере, пороховой заряд 2 проседая при стартовых перегрузках на пилообразные профили, не успевает раскрутиться с той же скоростью, что и корпус двигателя, так как обладает большей инертностью (большей массой) по отношению к корпусу двигателя. Ввиду того, что вращение двигателя к заряду передается через пилообразные концентрические профиля за счет силы трения, введение мелкодисперсной сухой смазки уменьшает коэффициент трения и пороховой заряд получает возможность проскальзывать относительно пилообразных профилей без нарушения целостности.

В случае отсутствия мелкодисперсной сухой смазки (как у прототипа) за счет силы трения и плотного прилагания к пороховому заряду, пилообразные профили захватывают коническую поверхность порохового заряда, вращая его в сторону закрутки ракеты, при это происходит скручивание и разрыв опорно-герметиризующего узла, нарушение герметичности "застойной зоны", что приводит к прогару двигателя. Герметичность "застойной зоны" обеспечивает только мелкодисперсная сухая смазка, так как в случае применения смазки с более крупными фракциями происходит их омывание пороховыми газами и протекание газа через имеющиеся в смазке зазоры, вследствие чего герметичность при ее применении не обеспечивается. Для решения поставленной задачи используется только сухая смазка, так как при длительном хранении герметичных изделий в любых диапазонах температур оно не теряет своих свойств и характеристик.

Применение жидкой смазки (масел) при аналогичных условиях приводит к высыханию или впитыванию смазки в бронированное покрытие порохового заряда, что является не допустимым с точки зрения обеспечения работоспособности конструкции в целом. Введение перечисленных конструктивных решений позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет предотвращения скручивания опорно-герметизирующего узла и обеспечения герметичности "застойной зоны", по отношению к прототипу.

Источники информации 1. Фахотдинов А.Х. Котерников А.В. Учебное пособие для вузов "Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива", М. Машиностроение, 1987 г. стр. 6-9, рис. 1.4.

2. Заявка России N 5029964/23 от 28.02.92, кл. F 02 K 9/08, F 02 K 9/36, с решением N 6284/03 от 04.11.92 г о выдаче патента Р.Ф.

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, размещенный в ней бронированный по наружной поверхности с конической поверхностью со стороны соплового блока пороховой заряд и конактирующий с ним опорно-герметизирующий узел в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, отличающийся тем, что в нем торцевая и коническая поверхности порохового заряда, поверхности пилообразных концентрических профилей опорно-герметизирующего узла соплового блока покрыты слоем мелкодисперсной сухой смазки, преимущественно тальком.

РИСУНКИ

Рисунок 1