Отражатель газового потока продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива, в которых необходимо развернуть газовый поток внутри камеры сгорания на угол более 90°, в том числе в ракетном двигателе разделения двигательной установки системы аварийного спасения космонавтов. Ракетный двигатель твердого топлива состоит из корпуса, имеющего цилиндрическую форму и выполненного заодно с задним полусферическим днищем, переднего днища, совмещенного с сопловым блоком и скрепленного с цилиндрическим корпусом с помощью шпоночного соединения. В заднем днище закреплена крышка с узлом воспламенения. Сопловой блок, совмещенный с передним днищем, выполнен в виде полусферы с расположенными под углом к оси двигателя и симметрично друг относительно друга соплами. Внутренние поверхности заднего днища, переднего днища и соплового блока имеют теплозащитное покрытие. В переднее днище внедрен отражатель газового потока, который изготавливается из теплостойкого материала. Внедрение в конструкцию отражателя, в месте образования застойной зоны продуктов сгорания пороховых газов, по причине их разворота на угол более 90°, позволяет направить в сторону сопел газовый поток и, таким образом, не допустить его торможение в районе переднего днища. Как следствие, настоящее техническое решение позволяет устранить застойную зону газового потока, снизить тепловую нагрузку на конструктивные элементы ракетного двигателя и повысить технологичность его изготовления. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ), в которых необходимо развернуть газовый поток внутри камеры сгорания на угол более 90°, в том числе в ракетном двигателе разделения (РДР) двигательной установки системы аварийного спасения (ДУ САС) космонавтов. Ракетный двигатель твердого топлива состоит из цилиндрического корпуса, выполненного заодно с задним полусферическим днищем, переднего днища, совмещенного с сопловым блоком и скрепленного с цилиндрическим корпусом с помощью шпоночного соединения. В заднем днище закреплена крышка с узлом воспламенения. Сопловой блок, совмещенный с переднем днищем, выполнен в виде полусферы с расположенными под углом к оси двигателя и симметрично друг относительно друга соплами. Внутренние поверхности заднего днища, переднего днища и соплового блока имеют теплозащитное покрытие.

Известна двигательная установка, приведенная в книге [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов, М: Машиностроение, 1987, 328 с: ил., страница 28, рис. 1.15, схема (м)]. Двигательная установка имеет переднее (верхнее) расположение сопел. Ресивер (секция), соединенный с корпусом РДТТ, является продолжением камеры сгорания. Переднее днище рассматриваемого корпуса имеет большую массу, так как должно иметь большую толщину стенки либо многослойное теплозащитное покрытие (ТЗП), так как, работая в сложных газодинамических условиях при развороте реактивного потока на угол больше 90°, в ресивере образуется застойная зона продуктов сгорания, открытая для воздействия пороховых газов с самого начала работы двигательной установки.

Существует двигательная установка системы аварийного спасения (патент РФ №2473819), содержащая основной и разделительный двигатели, расположенные соосно один над другим и соединенные на переднем днище основного двигателя, который имеет сопла, размещенные симметрично под углом к его продольной оси, установленные в сопловые колпаки с образованием соплового блока, отличающаяся тем, что сопловые колпаки (сопловой блок) размещены на переднем днище основного двигателя, днище основного двигателя выполнено в виде полусферы, а на сопловых колпаках предусмотрено место для стыковки с разделительным двигателем, например, в виде болтового соединения.

Недостатком данного изобретения также является высокая тепловая нагруженность переднего днища ввиду образования застойной зоны газового потока.

Для достижения требуемой надежности работы такого РДТТ необходимо увеличивать толщину переднего днища и его теплозащитного покрытия, что, в свою очередь, увеличивает сложность и трудоемкость его изготовления.

Технической задачей данного изобретения является устранение застойной зоны газового потока, снижение тепловой нагрузки на конструктивные элементы РДТТ, повышение технологичности и снижение себестоимости его изготовления.

Решением данной задачи является установка в переднем днище отражателя газового потока, изготовленного из теплостойкого материала, в том месте, где образуется застойная зона продуктов сгорания пороховых газов, из-за их разворота на угол более 90°. Отражатель направляет в сторону сопел газовый поток и препятствует его торможению в районе переднего днища.

На фиг. 1 представлена конструкция РДТТ, состоящая из корпуса двигателя (1) и соплового блока (2), соединенных между собой шпоночным соединением (3). Корпус состоит из обечайки и заднего днища, в котором закреплена крышка (4) с узлом воспламенения. Сопловой блок, совмещенный с переднем днищем, выполненный в виде полусферы радиусом R1 с расположенными под углом к оси двигателя и симметрично друг относительно друга соплами (5). Внутренние поверхности корпуса и соплового блока имеют теплозащитное покрытие (6), при этом в центральную часть полусферы переднего днища соплового блока в качестве теплозащитного покрытия вклеен отражатель (7) из теплостойкого материала. Внутри корпуса устанавливается заряд твердого топлива (8).

Отражатель (7), выполненный из ТЗП и имеющий диаметр D, (фиг. 2) устанавливается в переднее днище соплового блока двигателя одновременно с основным ТЗП (6) на клеевое соединение, таким образом, что манжеты (9), выполненные по внешнему его краю накладываются поверх основного ТЗП для исключения возможного отслаивания и прорыва газов к незащищенному ТЗП переднему днищу. Сопрягаемые поверхности, образованные при накладке отражателя на ТЗП, заполняются теплозащитной обмазкой.

Поверхность отражателя, направленная навстречу газового потока и проходящая от внешнего края к центральной части, имеет разворотное скругление радиусом R2, а его сопряжение в центре имеет скругление радиусом R3, при этом:

R2=D-0,2R1 R3=0,1R2.

При работе РДТТ, газовый поток продуктов сгорания, поступающий в переднюю часть соплового блока двигателя, соударяясь об отражатель разворачивается и выходит через сопла РДТТ, образуя реактивную тягу.

Использование данного технического решения позволяет устранить застойную зону газового потока, снизить тепловую нагрузку на конструктивные элементы РДТТ, повысить технологичность и снизить себестоимость его изготовления.

Ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из корпуса и соплового блока, соединенных между собой шпоночным соединением, корпус состоит из обечайки и заднего днища, в котором закреплена крышка с узлом воспламенения, сопловой блок, выполнен в виде полусферы радиусом R1 с расположенными под углом к оси двигателя и симметрично друг относительно друга соплами и имеет на внутренней поверхности теплозащитное покрытие, отличающееся тем, что в центральную часть переднего днища соплового блока, в качестве теплозащитного покрытия, вклеен выполненный из теплостойкого материала отражатель, имеющий разворотное скругление радиусом R2 для разворота газового потока, проходящее от внешнего края отражателя к его центральной части, сопряженное в центральной части по радиусу R3, при этом: R2=D-0,2R1 и R3=0,1R2.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, в частности сопел большой степени расширения с телескопически складываемым раструбом.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе с зарядами из смесевых твердых топлив с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы, прочноскрепленными с нанесенным на внутреннюю поверхность корпуса теплозащитным покрытием через защитно-крепящий слой.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологии изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе.

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Изобретение относится к тепловым двигателям, в которых для производства механической работы используется теплота сгорания твердого топлива, в частности топлива из трудновоспламеняемых наночастиц бора.

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.

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 ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе с зарядами из смесевых твердых топлив с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы, прочноскрепленными с нанесенным на внутреннюю поверхность корпуса теплозащитным покрытием через защитно-крепящий слой.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе с зарядами из смесевых твердых топлив с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы, прочноскрепленными с нанесенным на внутреннюю поверхность корпуса теплозащитным покрытием через защитно-крепящий слой.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологии изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологии изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам с бессопловом двигателем твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого выполнен в виде усеченного конуса, и воспламенитель.

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.

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.

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 ракетным двигателям твердого топлива, используемым для подачи по воздуху заряда разминирования на заданную дистанцию при применении двигателя в установках разминирования.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива, в которых необходимо развернуть газовый поток внутри камеры сгорания на угол более 90°, в том числе в ракетном двигателе разделения двигательной установки системы аварийного спасения космонавтов. Ракетный двигатель твердого топлива состоит из корпуса, имеющего цилиндрическую форму и выполненного заодно с задним полусферическим днищем, переднего днища, совмещенного с сопловым блоком и скрепленного с цилиндрическим корпусом с помощью шпоночного соединения. В заднем днище закреплена крышка с узлом воспламенения. Сопловой блок, совмещенный с передним днищем, выполнен в виде полусферы с расположенными под углом к оси двигателя и симметрично друг относительно друга соплами. Внутренние поверхности заднего днища, переднего днища и соплового блока имеют теплозащитное покрытие. В переднее днище внедрен отражатель газового потока, который изготавливается из теплостойкого материала. Внедрение в конструкцию отражателя, в месте образования застойной зоны продуктов сгорания пороховых газов, по причине их разворота на угол более 90°, позволяет направить в сторону сопел газовый поток и, таким образом, не допустить его торможение в районе переднего днища. Как следствие, настоящее техническое решение позволяет устранить застойную зону газового потока, снизить тепловую нагрузку на конструктивные элементы ракетного двигателя и повысить технологичность его изготовления. 2 ил.

Наверх