Корпус ракетного двигателя твердого топлива из композиционных материалов



Корпус ракетного двигателя твердого топлива из композиционных материалов
Корпус ракетного двигателя твердого топлива из композиционных материалов
Корпус ракетного двигателя твердого топлива из композиционных материалов
Корпус ракетного двигателя твердого топлива из композиционных материалов

Владельцы патента RU 2533594:

Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения (RU)

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов. Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку с фланцами, расположенными в полюсных отверстиях днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала с кольцами в своих торцевых частях у центральных отверстий фланцев. Со стороны внутренней поверхности, по меньшей мере, в одном фланце выполнены расположенные по соосной фланцу окружности ряд глухих резьбовых отверстий, а в кольце, соосные с отверстиями фланца, сквозные отверстия с зенковочными поверхностями с внутренней стороны. В отверстиях расположены винты, ввернутые во фланец без выступания за поверхность кольца и закрытые материалом теплозащитного покрытия. Отверстия в кольце выполнены диаметром, позволяющим смещаться винтам относительно оси отверстия при различных тепловых деформациях фланца и кольца. Кольцо выполнено из слоистого композиционного материала и расположено в массе материала теплозащитного покрытия с выходом на центральное отверстие фланца, образуя с последним единую поверхность центрального отверстия. Изобретение позволяет повысить надежность корпуса ракетного двигателя твердого топлива. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) из композиционных материалов, а также в любых баллонах давления из композиционных материалов, содержащих внутреннее покрытие на основе резиноподобных материалов.

В корпусах РДТТ из композиционных материалов расположенное на внутренней поверхности теплозащитное покрытие (ТЗП) предназначено защищать силовые элементы силовой оболочки от высоких тепловых воздействий, что относится и к месту стыковки фланцев с ответными узлами - передней крышкой и фланцем соплового блока. Это обеспечивается плотным прилеганием торцевых поверхностей ТЗП на фланцах с посадочными поверхностями на стыкуемых узлах. При отсутствии плотного прилегания и образовании кольцевой щели, даже частичной, происходят прогар и аварийное разрушение силовых узлов корпуса.

Отсутствие плотного прилегания может возникнуть из-за нескольких причин: незначительного «перетекания» сырой резины и усадки при вулканизации; задира и отрыва кромок ТЗП от фланца при технологических и конечной сборках; отхода внутренних кромок под действием радиальных усилий, вызванных радиальным смещением силовой оболочки относительно фланца под действием внутреннего давления ввиду значительно большей деформативности композиционного материала по сравнению с металлом.

Известен корпус РДТТ из композиционных материалов, содержащий силовую оболочку с фланцами, установленными по полюсным отверстиям днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала (RU 2108476 С1 МПК 6 F02K 9/34, опубл. 10.04.1998), в котором торцевая часть ТЗП выходит на стыкуемую поверхность отверстия и обладает всеми указанными выше потенциально опасными недостатками.

Известен корпус РДТТ из композиционных материалов, содержащий силовую оболочку с фланцами, установленными по полюсным отверстиям днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала с кольцами в торцевых частях ТЗП у центральных отверстий фланцев (Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе./Под общ. ред. чл.-корр. Российской академии наук, д-ра техн. наук, проф. Л.Н. Лаврова. - М., Машиностроение, 1993. - 215 с,, ил.; стр.62, рис.2.19).

В известной конструкции торцевая часть ТЗП оформлена в виде отдельного неметаллического кольца (заднее днище, рис.2,19), скрепленного с основными слоем ТЗП практически встык и соединенное с фланцем посредством клеевого соединения.

Недостатком такой конструкции является возможность разрушения соединения «кольцо-слой ТЗП» при действии указанных радиальных усилий, возможность отслоения системы «кольцо-ТЗП» от фланца при сборках и действии радиальных усилий.

Известная конструкция корпуса РДТТ по второму варианту является наиболее близкой к заявляемой по технической сущности и достигаемому результату и выбрана в качестве ближайшего аналога (прототипа).

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является разработка простого по конструкции и технологичного в изготовлении корпуса РДТТ при повышенной надежности при изготовлении и эксплуатации.

Технический результат, который может быть получен при использовании изобретения, заключается в повышении надежности конструкции за счет жесткого заневоливания торца ТЗП у центрального отверстия, исключающее его смещение в осевом и радиальном направлениях.

Техническая задача решается, а технический результат достигается тем, что в корпусе РДТТ из композиционных материалов, содержащем силовую оболочку с фланцами, расположенными в полюсных отверстиях днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала с кольцами в своих торцевых частях у центральных отверстий фланцев, согласно изобретению со стороны внутренней поверхности, по меньшей мере, в одном фланце выполнены расположенные по соосной фланцу окружности ряд глухих резьбовых отверстий, а в кольце, соосные с отверстиями фланца, сквозные отверстия с зенковочными поверхностями с внутренней стороны, в которых расположены винты, ввернутые во фланец без выступания за поверхность кольца и закрытые материалом теплозащитного покрытия, причем отверстия в кольце выполнены диаметром, позволяющим смещаться винтам относительно оси отверстия при различных тепловых деформациях фланца и кольца, при этом кольцо выполнено из слоистого композиционного материала и расположено в массе материала теплозащитного покрытия с выходом на центральное отверстие фланца, образуя с последним единую поверхность центрального отверстия, причем в частных случаях выполнения изобретения винты выполнены из композиционного материала, кольцо выполнено, по меньшей мере, с одним участком линейнопеременной по радиусу толщины, композиционный материал кольца выполнен в виде слоев на основе тканого материала из искусственных нитей, например стеклонитей, или органических, или их комбинации, композиционный материал кольца выполнен в виде кольцевых слоев на основе однонаправленных жгутов или нитей, например стеклонитей или органических, кольцо выполнено в виде отдельных сегментов, кольцо выполнено с кольцевыми выступами и/или уступами, кольцо выполнено, по меньшей мере, с одной кольцевой канавкой, например прямоугольного или трапецеидального сечения, заполненной материалом теплозащитного покрытия, составляющим с последним единое целое.

Отличительными от прототипа признаками заявленного корпуса РДТТ являются следующие:

а) признаки, обеспечивающие получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны:

- со стороны внутренней поверхности, по меньшей мере, в одном фланце выполнены, расположенные по соосной фланцу окружности, ряд глухих резьбовых отверстий;

- а в кольце, соосные с отверстиями фланца, сквозные отверстия с зенковочными поверхностями с внутренней стороны;

- в которых расположены винты, ввернутые во фланец без выступания за поверхность кольца и закрытые материалом теплозащитного покрытия;

- причем отверстия в кольце выполнены диаметром, позволяюием смещаться винтам относительно оси отверстия при различных тепловых деформациях фланца и кольца;

- при этом кольцо выполнено из слоистого композиционного материала;

- и расположено в массе материала теплозащитного покрытия с выходом на центральное отверстие фланца, образуя с последним единую поверхность центрального отверстия;

б) признаки, характеризующие изобретение в частных случаях:

- винты выполнены из композиционного материала;

- кольцо выполнено, по меньшей мере, с одним участком линейнопеременной по радиусу толщины;

- композиционный материал кольца выполнен в виде слоев на основе тканого материала из искусственных нитей, например стеклонитей, или органических, или их комбинации;

- композиционный материал кольца выполнен в виде кольцевых слоев на основе однонаправленных жгутов или нитей, например стеклонитей или органических;

- кольцо выполнено в виде отдельных сегментов;

- кольцо выполнено с кольцевыми выступами и/или уступами;

- кольцо выполнено, по меньшей мере, с одной кольцевой канавкой, например прямоугольного или трапецеидального сечения, заполненной материалом теплозащитного покрытия, составляющим с последним единое целое.

Указанные отличительные признаки, каждый в отдельности и все вместе, направлены на достижение заявленного результата и являются существенными. В предшествующем уровне техники представленная в формуле изобретения совокупность известных и отличительных признаков неизвестна и, следовательно, изобретение соответствует критерию «новизна».

Корпус РДТТ, в отличие от корпуса по прототипу, более надежен за счет использования жесткого кольца из композиционных материалов, прочно скрепленного винтовым соединением с фланцем, а расположение кольца в массе ТЗП обеспечивает их повышенную прочность соединения между собой и препятствует смещениям торцевой части ТЗП в процессе изготовления и эксплуатации. Использование композиционного материала в качестве материала кольца практически не сказывается на теплофизических характеристиках защитного покрытия в торцевых зонах.

Возможность улучшения эксплуатационных характеристик заявляемого корпуса дополняется частными случаями исполнения: выступы или уступы позволяют организовать надежную фиксацию относительно фланца, а также обеспечить более плавное перераспределение нагрузок в соединении «ТЗП-кольцо», этому же способствует использование переменных по толщине участков; использование канавок с заполнением их материалом ТЗП способствует увеличению прочности соединения ТЗП с кольцом; использование слоистого композиционного материала на основе тканого материала или однонаправленного жгута и использование различных составляющих их нитей позволяет расширить область применимости за счет использования различных технологических процессов и оборудования для обеспечения конкретных требуемых характеристик; использование винтов из композиционных материалов способствует более равномерному распределению тепловых нагрузок, а использование кольца в виде сегментов позволяет расширить область применимости при имеющемся технологическом оборудовании.

Изобретение поясняется описанием конкретного, но не ограничивающего его, примера реализации и прилагаемыми чертежами.

На фиг.1 представлен заявленный корпус РДТТ из композиционных материалов, на фиг.2 - вид сечения торцевой части ТЗП с фланцем, на фиг.3, 4 - варианты исполнения.

Корпус РДТТ из композиционных материалов 1 содержит силовую оболочку 2 с фланцами 3 и 4, расположенными в полюсных отверстиях днищ 5 и 6, облицованную изнутри теплозащитным покрытием 7 из резиноподобного материала, и колец 8 в торцевых частях теплозащитного покрытия 7 у центральных отверстий фланцев. С внутренней поверхности во фланце выполнены расположенные по соосной фланцу 4 окружности ряд глухих резьбовых отверстий 9, а в кольце 8, соосные с отверстиями фланцев, сквозные отверстия 10 с зенковочными поверхностями с внутренней стороны, в которых расположены винты 11, ввернутые во фланец 4 без выступания за поверхность кольца 8 и закрытые материалом теплозащитного покрытия 7.

В виде вариантов исполнения кольцо 8 может содержать уступы 12 и 13 или выступ 14, может содержать кольцевую канавку 15, участок линейнопеременной по радиусу толщины 16.

Экспериментальная проверка подтвердила высокую прочность и надежность предложенной конструкции.

1. Корпус РДТТ из композиционных материалов, содержащий силовую оболочку с фланцами, расположенными в полюсных отверстиях днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала с кольцами в своих торцевых частях у центральных отверстий фланцев, отличающийся тем, что со стороны внутренней поверхности, по меньшей мере, в одном фланце выполнены расположенные по соосной фланцу окружности ряд глухих резьбовых отверстий, а в кольце, соосные с отверстиями фланца, сквозные отверстия с зенковочными поверхностями с внутренней стороны, в которых расположены винты, ввернутые во фланец без выступания за поверхность кольца и закрытые материалом теплозащитного покрытия, причем отверстия в кольце выполнены диаметром, позволяющим смещаться винтам относительно оси отверстия при различных тепловых деформациях фланца и кольца, при этом кольцо выполнено из слоистого композиционного материала и расположено в массе материала теплозащитного покрытия с выходом на центральное отверстие фланца, образуя с последним единую поверхность центрального отверстия.

2. Корпус РДТТ по п.1, отличающийся тем, что винты выполнены из композиционного материала.

3. Корпус РДТТ по п.1, отличающийся тем, что кольцо выполнено, по меньшей мере, с одним участком линейнопеременной по радиусу толщины.

4. Корпус РДТТ по п.1, отличающийся тем, что композиционный материал кольца выполнен в виде слоев на основе тканого материала из искусственных нитей, например стеклонитей, или органических, или их комбинации.

5. Корпус РДТТ по п.1, отличающийся тем, что композиционный материал кольца выполнен в виде кольцевых слоев на основе однонаправленных жгутов или нитей, например стеклонитей или органических.

6. Корпус РДТТ по п.1, отличающийся тем, что кольцо выполнено в виде отдельных сегментов.

7. Корпус РДТТ по п.1, отличающийся тем, что кольцо выполнено с кольцевыми выступами и/или уступами.

8. Корпус РДТТ по п.1, отличающийся тем, что кольцо выполнено, по меньшей мере, с одной кольцевой канавкой, например прямоугольного или трапецеидального сечения, заполненной материалом теплозащитного покрытия, составляющим с последним единое целое.



 

Похожие патенты:

Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку, облицованную теплозащитным покрытием с раскрепляющими эластичными манжетами. В месте соединения манжеты и теплозащитного покрытия выполнена кольцевая полость, образованная разнесенными эквидистантно кольцевыми поясками, сопряженными со стороны внешних кромок по дуге и снабженными со стороны внутренних кромок коническими участками.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам нанесения эластичного покрытия, например теплозащитного, на внутреннюю поверхность корпуса. При нанесении эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса, изготавливают эластичную оболочку на оправке и проводят вакуумирование полости между оболочкой и поверхностью оправки, причем площадь поверхности оправки соответствует площади внутренней поверхности корпуса.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении оболочек корпусов из композиционных материалов, требующих по условиям эксплуатации нанесения на поверхность оболочек влагозащитных покрытий с антистатическими свойствами.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей, в частности при нанесении теплозащитного покрытия на внутреннюю поверхность корпусов ракетных двигателей.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо.

При изготовлении корпуса ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов наматывают силовую оболочку в виде кокона спирально-кольцевой намоткой из жгутов арамидных волокон, а перед задним удаляемым днищем на цилиндрической части нарезают резьбу для соединения с сопловым блоком двигателя.

Корпус твердотопливного ракетного двигателя из композиционного материала содержит силовую цельномотанную оболочку типа «кокон» и оболочку второго кокона. Между наружной поверхностью днища силовой оболочки в зоне экватора и оболочкой второго кокона установлен кольцевой эластичный клин.
Предлагаемый способ относится к ракетной технике и предназначен для подготовки внутренней поверхности корпуса твердотопливного ракетного двигателя перед заливкой в корпус смесевого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей. .

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей из композиционных материалов. При изготовлении теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя с удлиненной цилиндрической частью и с закладными элементами наносят на внутреннюю поверхность закладного элемента корпуса покрытие из невулканизованной резины. Устанавливают закладной элемент на жесткую оправку, наносят на нее слои невулканизованной резины для формирования основного массива теплозащитного покрытия и осуществляют вулканизацию. Покрытие закладного элемента предварительно вулканизуют в отдельном приспособлении. После установки закладного элемента на жесткую оправку слои невулканизованной резины выкладывают встык со слоями вулканизованного покрытия закладного элемента. При выкладке завершающего слоя невулканизованной резины перекрывают наружную поверхность закладного элемента, после чего проводят совместную вулканизацию. Изобретение позволяет повысить качество изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя. 6 ил.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки выполняют закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки. Подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела. Корпус воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения. Внутренняя часть цилиндрической оболочки выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом. Внутренняя часть цилиндрической оболочки имеет в составе внутренней резьбы кольцевые слои формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию корпуса воспламенителя и повысить его технологичность. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных с корпусом по цилиндрической части и раскрепленных манжетами по эллиптическим торцевым поверхностям. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой. Топливный заряд жестко скреплен с корпусом в средней части его цилиндрической поверхности через склеенные между собой теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой и подвижно скреплен с корпусом в остальной части его цилиндрической поверхности. Топливный заряд подвижно скреплен с корпусом посредством контактирующих между собой через смазку выступов, которыми оснащен защитно-крепящий слой, и имеющих ответную форму пазов, выполненных в теплозащитном покрытии. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда. Каждый выступ выполнен с возможностью принимать форму кольца в собранном заряде. Теплозащитное покрытие выполнено из материала, химически совместимого с топливом и исключающего диффузию в него компонентов топлива. Изобретение позволяет повысить технологичность изготовления и эксплуатационную надежность заряда. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

При изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия с тканевым защитно-крепящим слоем корпуса ракетного двигателя твердого топлива изготавливают, формуют и вулканизируют внутреннее теплозащитное покрытие с тканевым защитно-крепящим слоем. Из капроновой ткани изготавливают оболочку защитно-крепящего слоя в виде чехла, размеры наружной поверхности которой соответствуют внутренней поверхности корпуса с теплозащитным покрытием. Размещают оболочку защитно-крепящего слоя через разделительный чехол из капроновой ткани на соответствующей длине корпуса жесткой оправке, охватываемой резиновой диафрагмой. Вводят оправку в корпус и расправляют оболочку защитно-крепящего слоя, разделительный чехол и резиновую диафрагму, создавая разряжение между покрытием и резиновой диафрагмой и давление в полости резиновой диафрагмы. Затем выводят оправку из корпуса, а корпус помещают в печь и производят вулканизацию. После окончания вулканизации и охлаждения корпуса с теплозащитным покрытием удаляют из него разделительный чехол и резиновую диафрагму и открывают отверстие в оболочке защитно-крепящего слоя по контуру передней горловины корпуса. Изобретение позволяет снизить трудоемкость изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя. 3 ил.

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей с относительно малым временем работы, например, для двигателей ракетно-артиллерийских боеприпасов. При изготовлении корпуса ракетного двигателя из композиционно-волокнистого материала наматывают слои волокнистого материала со связующим с использованием технологической оснастки, производят термообработку с отверждением связующего и затем удаляют технологическую оснастку. Технологическую оснастку, состоящую из нескольких частей и имеющую форму внутренней поверхности двух корпусов, обращенных друг к другу выходными диаметрами раструбов, собирают с двумя концевыми деталями, содержащими элементы соединения с передними днищами двигателей. Намотку производят псевдолентой, образуемой перекрестными армирующими волокнами, сматываемыми с вращающегося вертлюга и огибающими краевые жгуты. Во время намотки краевые жгуты псевдоленты укладывают окружными витками в зоны концевых деталей. После отверждения разрезают корпуса по месту стыковки обоих раструбов, после чего производят разборку частей оснастки и извлечение корпусов с замотанными концевыми элементами. Изобретение позволяет повысить надежность конструкции ракетного двигателя, работающей под высоким давлением, а также снизить трудоемкость ее изготовления. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей. При формировании внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя в процессе выкладки слоев невулканизованной резины между слоями размещают оптическое волокно для измерения температуры в процессе вулканизации. Оптическое волокно размещают на поверхностях невулканизованной резины спиральными витками с переходом с одного слоя резины на другой слой. Производят точечное закрепление волокна на поверхностях слоев резины с помощью клея холодного отверждения на основе каучуков. Изобретение позволяет повысить качество теплозащитного покрытия. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, длина которого сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло и переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз. Между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. Аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитана обечайка стакана, на величину, равную или меньшую давления, создаваемого во внутренней полости корпуса за счет горения заряда. Изобретение позволяет снизить массу и обеспечить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании твердотопливных импульсных двигателей, к которым предъявляются повышенные требования разноимпульсности при работе в паре или в целой связке. Твердотопливный импульсный двигатель содержит камеру сгорания с зарядом из цилиндрических канальных шашек всестороннего горения, расположенных между опорными решетками, сопло, воспламенитель, закрепленный на передней опорной решетке со стороны донной части камеры сгорания, и пиропатрон, установленный в донной части камеры сгорания. Между соплом и опорной решеткой, расположенной со стороны сопла, установлена перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка эллиптической формы, обращенная выпуклой поверхностью к соплу и имеющая перфорацию в виде сквозных отверстий. Оси сквозных отверстий перегородки составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла. Суммарная площадь отверстий перегородки превышает площадь критического сечения сопла. Изобретение позволяет снизить разброс импульса тяги твердотопливного импульсного двигателя за счет увеличения времени пребывания частиц топлива в его сопловом тракте. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-11-20 2014-11-19T23:55:28
Наверх