Многорежимный ракетный двигатель

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным ракетным двигателям на твердом топливе, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на камеры сгорания, зарядов твердого топлива и выходного сопла. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки. Со стороны второй камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка усилена радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками. Со стороны первой камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка закрыта металлической фольгой и мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам. В центральное отверстие промежуточного днища установлено воспламенительное устройство. Изобретение позволяет обеспечить равномерное воспламенение заряда ракетного двигателя без снижения прочности промежуточного днища и повысить надежность работы такого двигателя. 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет.

Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания с твердотопливными зарядами соответственно. Камеры разделяют промежуточные (разделительные) днища с теплозащитным покрытием. К передней части двигателя пристыкована крышка, а к задней части - сопло с заглушкой. В каждой камере предусмотрено воспламенительное устройство.

Известен двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (патент России №2390646, МПК F02K 9/28 от 29.12.2008 г.), содержащий цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми зарядами, разделительное днище, устройство вскрытия днища и сопло. Устройство вскрытия днища выполнено в виде симметрично расположенных относительно продольной оси двигателя на разделительном днище сферических перфорированных заглушек, выгнутых в сторону маршевой камеры. Со стороны стартовой камеры заглушка взаимодействует с тонкостенной мембраной, повторяющей ее форму, герметично закрепленной по периферии на заглушке и имеющей теплозащитное покрытие (ТЗП).

Использование такого разделительного днища в многорежимных ракетных двигателях (РД) твердого топлива нецелесообразно, из-за размещения в днище воспламенительного устройства, необходимо либо уменьшать размеры перемычек между перфорированными заглушками и центральным отверстием под воспламенительное устройство, что приведет к снижению требуемой прочности днища, либо уменьшать размеры самих перфорированных заглушек, что приведет к значительному увеличению газодинамических потерь истечения продуктов сгорания заряда второй (маршевой) камеры, и соответственно - к снижению ее тяги.

Целью настоящего изобретения является равномерное воспламенение заряда камеры сгорания ракетного двигателя, посредством размещения воспламенительного устройства в центре промежуточного днища без снижения его прочности, при соблюдении требуемых параметров энерговооруженности, прочности конструкции и надежности его.

Поставленная цель достигается использованием выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки, усиленной со стороны этой камеры радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками и закрытой со стороны первой камеры сгорания металлической фольгой и резиновой мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам, установке в центральное отверстие днища воспламенительного устройства.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид РД, на фиг. 2 - конструкция днища, на фиг. 3 - поперечный разрез ребер жесткости с тепловой защитой, на фиг. 4 - вид на ребра жесткости со стороны второй камеры, на фиг. 5 - вид на тепловую защиту радиальных ребер жесткости со стороны второй камеры.

Двигатель (фиг. 1) содержит цилиндрический корпус 1, первую камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3, вторую камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом 5. Для истечения продуктов сгорания первой и второй ступени используется одно сопло 6. Камеры 2 и 4 разделены полусферическим металлическим промежуточным днищем 7, в котором имеются отверстия перфорации 8 и центральное отверстие для монтажа воспламенительного устройства 9 (фиг. 2). Размер и количество отверстий перфорации подбирается с учетом, что их суммарная площадь превышает площадь критического сечения сопла более чем в 2,5 раза. Со стороны первой камеры 2 промежуточное днище 7 закрыто металлической фольгой 10 и мембраной с функцией теплозащитного покрытия 11, повторяющими его форму и герметично закрепленными к промежуточному днищу 7 на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам. Со стороны второй камеры 4 (фиг. 4) установлены ребра жесткости 12 в количестве не более 4-х, удерживающие воспламенительное устройство 9 от вылета в сопло при работе второй камеры сгорания 4. Ребра жесткости 12 могут изготавливаться вместе с днищем 7 одной деталью методом штамповки или крепиться к нему отдельной деталью. Ребра жесткости 12 с двух сторон закрываются накладками из ТЗП 13 (фиг. 5), при этом поверхность накладок из ТЗП 13 прилегающих к ребрам жесткости 12 со стороны второй камеры сгорания повторяют их форму (фиг. 3), а со стороны первой камеры - повторяют форму мембраны 11. Другие поверхности накладок из ТЗП 13 имеют в сечении обтекаемую форму для снижения сопротивления газовому потоку. При сборке РД промежуточное днище 7 с металлической фольгой 10 и мембраной с функцией теплозащитного покрытия 11 зажимаются между соосными расположенными накладками из ТЗП 13, при этом ребра жесткости 12 оказываются заключенными в теплозащитный кожух.

Многорежимный ракетный двигатель работает следующим образом. Включение первой и второй ступени производится последовательно, возможно, с паузой. При работе первой камеры давление продуктов сгорания заряда воздействует через мембрану и металлическую фольгу на полусферическое металлическое промежуточное днище. Продавливание мембраны с фольгой не происходит по причине того, что давление в стартовой камере не превышает предельно допустимого для локального участка фольги, соответствующей площади одной перфорации.

При включении второй камеры, продукты сгорания ее заряда, проникая через отверстия перфорации, воздействуют на мембрану по всей площади, вскрывают ее и, проникая в стартовую камеру, истекают через сопло.

Через 0,1-0,2 с после вскрытия металлической фольги перемычки между отверстиями перфорации прогорают, и продукты сгорания начинают исходить через всю площадь промежуточного днища, ограниченную обтекаемой теплозащитой ребер жесткости, чем достигается снижение газодинамических потерь газового потока. Теплозащита не позволяет прогорать ребрам жесткости, тем самым обеспечивается удержание воспламенительного устройства от вылета в сопло на всем интервале времени работы второй ступени.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет достичь поставленной цели, а именно: обеспечение равномерного воспламенения заряда камеры сгорания ракетного двигателя, посредством размещения воспламенительного устройства в центре промежуточного днища без снижения его прочности, при повышении параметров энерговооруженности и надежности работы.

Многорежимный ракетный двигатель, состоящий из цилиндрического корпуса, промежуточного днища, разделяющего его на камеры сгорания, зарядов твердого топлива и выходного сопла, отличающийся тем, что промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки, усиленной со стороны этой камеры радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками и закрытой со стороны первой камеры сгорания металлической фольгой и мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам, в центральное отверстие промежуточного днища установлено воспламенительное устройство.



 

Похожие патенты:

Разделительное днище многоимпульсного ракетного двигателя твердого топлива, содержащего корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми канальными зарядами. Днище выполнено монолитным с группами перфорированных отверстий, симметрично расположенных относительно продольной оси и закрытых плоскими тонкостенными мембранами, герметично закрепленными на разделительном днище и имеющими теплозащитное покрытие.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива – РДТТ, и предназначено для использования в ракетах различного назначения.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР.

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, а также сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для генерирования газов, и может быть использовано для наддува подушек безопасности, авиажелобов для эвакуации пассажиров, спасательных плотов и т.п.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых двигателей на твердом топливе для верхних ступеней, которые характеризуются малым отношением длины к диаметру.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на стартовую и маршевую камеры сгорания, заряды твердого топлива, воспламенительные устройства и выходное сопло. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону маршевой камеры полусферической перфорированной оболочки, выполненной из высокопрочной легированной стали и имеющей переменную толщину, увеличивающуюся от центра к внешнему краю. Со стороны стартовой камеры сгорания промежуточное днище прикрыто металлической фольгой и резиновой мембраной. В теплозащитном покрытии стартовой камеры сгорания имеется кольцевой выступ, который при сборке двигателя вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны. Изобретение позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя, а также повысить технологичность изготовления и сборки такого двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным ракетным двигателям на твердом топливе, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на камеры сгорания, зарядов твердого топлива и выходного сопла. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки. Со стороны второй камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка усилена радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками. Со стороны первой камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка закрыта металлической фольгой и мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам. В центральное отверстие промежуточного днища установлено воспламенительное устройство. Изобретение позволяет обеспечить равномерное воспламенение заряда ракетного двигателя без снижения прочности промежуточного днища и повысить надежность работы такого двигателя. 5 ил.

Наверх