Ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива. Обечайка камеры сгорания имеет скрепленную с ней манжету. В районе стыковочного узла заднего днища с обечайкой камеры сгорания теплозащитное покрытие заднего днища имеет выступающую часть, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты с образованием застойной зоны, и содержит со стороны твердого топлива дополнительно нанесенный слой углетрикотажного полотна. Изобретение позволяет повысить эрозионную стойкость теплозащитного покрытия в зоне стыковочного узла камеры сгорания заднего днища. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности.

Типовая конструкция с концевой уплотнительной манжетой показана в книге Л.Н. Лаврова «Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе» (М.: «Машиностроение», 1993, стр. 108).

Недостатком конструкции является недостаточная эрозионная стойкость стыковочного узла. При увеличении времени работы двигателя или применение топлива с более высокими энергетическими показателями необходимо увеличивать толщину теплозащитного покрытия, что приведет к увеличению массы двигателя и уменьшения свободного объема камеры сгорания.

Также известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива (см. патент RU №2339829 С1, МПК F02K 9/34, опубл. 27.11.2008), содержащего камеру сгорания, сопловое дно с теплозащитным покрытием и заряд твердого топлива, частично забронированный по наружной поверхности. На сопловом дне, которого, в районе стыка с камерой сгорания, напротив небронированной части заряда установлен экран из теплозащитного материала, образующий застойную зону между камерой сгорания и сопловым дном, при этом экран выполнен в виде отдельной детали или за единое целое с сопловым дном.

Недостатком такой конструкции является большая трудоемкость при изготовлении и сборке ракетных двигателей твердого топлива.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя твердого топлива, за счет повышения эрозионной стойкости теплозащитного покрытия и уменьшение прогрева стенки в районе стыковочного узла камеры сгорания с задним днищем.

Указанная задача в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива, достигается тем, что обечайка камеры сгорания имеет скрепленную с ней манжету, причем в районе стыковочного узла заднего днища с обечайкой камеры сгорания теплозащитное покрытие заднего днища имеет выступающую часть, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты с образованием застойной зоны, и содержит со стороны твердого топлива дополнительно нанесенный слой углетрикотажного полотна.

Ракетный двигатель твердого топлива, представленный на фигуре, состоит из обечайки камеры сгорания 1, скрепленной с ней манжетой 2, заднего днища 3 с теплозащитным покрытием 4 и дополнительным слоем углетрикотажного полотна 5.

Теплозащитное покрытие 4 на заднем днище 3 в районе его стыковочного узла с обечайкой камеры сгорания 1 имеет выступающую часть 4, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты 2. Таким образом, между обечайкой камеры сгорания 1 и задним днищем 3 в районе стыковочного узла, образуется застойная зона, уменьшающая прогрев стенки камеры сгорания и стыковочного узла.

Для повышения эрозионной стойкости материала теплозащитного покрытия дополнительно в поверхность теплозащитного покрытия 4 заднего днища 3 впрессовывается слой углетрикотажного полотна 5.

Принцип работы теплозащитного покрытия заключается в следующем:

При работе ракетного двигателя твердого топлива высокотемпературные двухфазные продукты сгорания (с конденсированной фазой) натекают на теплозащитное покрытие с высокой скоростью, что вызывает повышенный унос теплозащитного покрытия.

Применение теплозащитного покрытия ракетного двигателя твердого топлива позволяет получить двухслойное эрозионностойкое теплозащитное покрытие и придать рассматриваемому теплозащитному покрытию высокие теплозащитные свойства. Внешний слой (со стороны силового корпуса двигателя) выполнен из малотеплопроводящей резины, а внутренний слой (со стороны твердого топлива) выполнен из эрозионностойкого углетрикотажного полотна, впрессованного в резину.

Таким образом, двухслойное теплозащитное покрытие позволяет снизить унос теплозащитного покрытия ракетного двигателя твердого топлива и повысить эрозионную стойкость теплозащитного покрытия в зоне стыковочного узла камеры сгорания заднего днища с обечайкой.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива, отличающийся тем, что обечайка камеры сгорания имеет скрепленную с ней манжету, причем в районе стыковочного узла заднего днища с обечайкой камеры сгорания теплозащитное покрытие заднего днища имеет выступающую часть, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты с образованием застойной зоны, и содержит со стороны твердого топлива дополнительно нанесенный слой углетрикотажного полотна.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии.

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги или создании узла дополнительной тяги ракетного двигателя. Узел отсечки тяги ракетного двигателя содержит сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла, зафиксированную в районе среза сопла, а также пиропатрон.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического аппарата (КА) включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод сопла из сложенного положения в рабочее, содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками с элементами кинематической связи лепестков с раструбом.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке и изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала (КМ), имеющих узел стыка, например, с основанием или со смежными отсеками.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит днище с центральным отверстием и манжету, имеющую отогнутую внутрь корпуса часть, расположенную в районе центрального отверстия и выполненную с возможностью установки технологического клина между днищем и отогнутой внутрь корпуса частью манжеты.

При изготовлении теплозащитного покрытия передней крышки корпуса ракетного двигателя твердого топлива, содержащей кольцевую вставку из композиционного материала, разделяющую теплозащитное покрытие на центральную и периферийные части, осуществляют заполнение пресс-формы с установленной в ней крышкой разогретой резиновой смесью через литниковые каналы матрицы пресс-формы.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива. Обечайка камеры сгорания имеет скрепленную с ней манжету. В районе стыковочного узла заднего днища с обечайкой камеры сгорания теплозащитное покрытие заднего днища имеет выступающую часть, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты с образованием застойной зоны, и содержит со стороны твердого топлива дополнительно нанесенный слой углетрикотажного полотна. Изобретение позволяет повысить эрозионную стойкость теплозащитного покрытия в зоне стыковочного узла камеры сгорания заднего днища. 1 ил.

Наверх