Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива

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 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 разделяет промежуточное днище с теплозащитным покрытием. К передней части маршевой камеры пристыкована крышка с воспламенительным устройством, а к задней части стартовой камеры - сопло с воспламенительным устройством и заглушкой.

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).

Основными недостатками прототипа является большое количество конструктивных элементов, сложность сборки ракетного двигателя (РД) и газодинамические потери в маршевом режиме, до 4%, из-за необходимости перетекать газам через четыре отверстия разделительного днища. Кроме того, в ракетных двигателях, где относительно большой диаметр критического сечения сопла, необходимо производить большее количество отверстий перфорации для достижения соотношения 2,5:1, и как следствие - уменьшение размера перегородок между отверстием, а это приводит, по результатам испытаний, к снижению прочности этих заглушек и возможному их разрушению с последующим взрывом ракетного двигателя.

Настоящее изобретение ставит целью повышение надежности, технологичности изготовления ракетного двигателя, а также повышение его тяговых характеристик.

Поставленная цель достигается за счет отказа от сферических перфорированных заглушек и устройства отверстий перфорации непосредственно в промежуточном днище. Для обеспечения прочностных характеристик, промежуточное днище из высокопрочной легированной стали имеет переменную толщину: минимальную в центре и увеличивающуюся к внешнему краю. Днище прикрыто со стороны стартовой камеры металлической фольгой и резиновой мембраной. В теплозащитном покрытии стартовой камеры сгорания имеется кольцевой выступ, который при сборке РД вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны, тем самым обеспечивается герметичность стартовой камеры.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 - изображен общий вид устройства, на фиг. 2 - конструкция днища с фольгой и мембраной, на фиг. 3 - конструкция соединения выступа ТЗП стартовой камеры сгорания с резиновой мембраной.

Двигатель (фиг. 1) содержит цилиндрический корпус 1, стартовую камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3, маршевую камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом 5. Для истечения продуктов сгорания стартовой и маршевой ступени используется одно сопло 6. Камеры 2, 4 стартового и маршевого режимов разделены полусферическим металлическим промежуточным днищем 7, в котором имеются отверстия перфорации 8 (фиг. 2). Промежуточное днище 7 изготавливается из высокопрочной легированной стали, например, 26Х2НВМБР (КВК-26), характеризующейся высокой прочностью на излом и растяжение, при этом - относительно низкой жаропрочностью. Толщина днища 7 переменная: в центре h₁=1,5-2,5 мм и плавно увеличивается к внешнему краю до h₂=3-4 мм. Количество и размер отверстий перфорации подбирается с учетом, что их суммарная площадь превышает площадь критического сечения сопла более чем в 2,5 раза. Со стороны стартовой камеры 2 на промежуточном днище 7, повторяя ее форму, расположена металлическая фольга 9 толщиной 0,5-1 мм и резиновая мембрана 10. В теплозащитном покрытии 11 стартовой камеры сгорания формируется кольцевой выступ 12 гребнеобразной формы (фиг. 3). При сборке РД кольцевой выступ 12 вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны 10 и металлической фольги 9 к промежуточному днищу 7, тем самым обеспечивается герметичность стартовой камеры.

Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. Включение стартовой и маршевой ступени производится последовательно, возможно, с паузой. При работе стартовой камеры давление продуктов сгорания заряда воздействует через резиновую мембрану и фольгу на полусферическое металлическое промежуточное днище, при этом его центральная часть работает на растяжение, а внешние края - на изгиб. Продавливание металлической фольги с резиновой мембраной не происходит по причине того, что давление в стартовой камере не превышает предельно допустимого для локального участка фольги с мембраной, соответствующей площади одной перфорации.

При включении маршевой камеры продукты сгорания, проникая через отверстия перфорации, воздействуют на фольгу с мембраной по всей ее площади, вскрывают ее и, проникая в стартовую камеру, истекают через сопло.

Через 0,1-0,2 с после вскрытия фольги с мембраной, из-за относительно низкой жаропрочности промежуточного днища, перемычки между отверстиями перфорации прогорают, и продукты сгорания начинают исходить через всю его площадь с минимальными газодинамическими потерями, которые по итогам испытаний составляют 2,5%.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет достичь поставленных целей, а именно: повышение надежности работы РД за счет увеличения размеров перемычек между отверстиями перфорации и предотвращения их разрушения; повышение технологичности его изготовления и сборки за счет снижения количества сборочных единиц и применения простых и более технологичных технических решений, а также повышение его тяговых характеристик в маршевом режиме за счет снижения газодинамических потерь истекания газов.

Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из цилиндрического корпуса, промежуточного днища, разделяющего его на стартовую и маршевую камеры сгорания, зарядов твердого топлива, воспламенительных устройств и выходного сопла, отличающийся тем, что 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, прикрытой со стороны стартовой камеры сгорания металлической фольгой и резиновой мембраной, при этом в теплозащитном покрытии стартовой камеры сгорания имеется кольцевой выступ, который при сборке двигателя вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны.