Ракетный двигатель твердого топлива

Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержит корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой. Заглушка изготовлена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта. Торец заглушки дополнительно подкреплен к поверхности соплового тракта с максимально удаленной от ракетоносителя стороны по дуге S длиной от 0,5 до 1,5 R, где R - радиус торца заглушки, причем расстояние L от торца сопла до торца заглушки не превышает 2R. Подкрепление заглушки может быть выполнено в виде деформируемой скобы, являющейся продолжением конической части заглушки, которая полностью охватывает внутреннюю поверхность соплового тракта и присоединена к его наружной поверхности. Изобретение позволит обеспечить вылет заглушки в заданном направлении и тем самым исключить соударение заглушки с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.

Известна система аварийного спасения (САС), разработанная для спасения экипажа при аварии пилотируемых кораблей типа «Союз». Для данной системы применяется ряд твердотопливных двигателей, с помощью которых уводится и отделяется возвращаемый аппарат с экипажем. Сопловые блоки указанных двигателей располагаются на внешней поверхности корпуса ракетоносителя таким образом, что выходные сечения сопел обращены в сторону возвращаемого аппарата (см. Федеральный центр двойных технологий «СОЮЗ», стр. 5, 8. Издательский дом «Оружие и технологии», 2012 г.)

К этим двигателям, помимо общих требований, предъявляются требования в части недопустимости попадания (соударения) каких-либо отделяемых элементов с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем. Так, комиссией по расследованию катастрофы космического корабля «Колумбия» было выявлено, что причиной катастрофы стало соударение отделившегося элемента (плитки теплозащиты) по углепластиковой панели возвращаемого аппарата при взлете. От соударения образовалась царапина, которая явилась концентратором ее разрушения при спуске, приведшая к катастрофе корабля.

Одним из элементов конструкции твердотопливных двигателей, который отделяется от двигателя, является сопловая заглушка. Заглушка с одной стороны является элементом герметизации соплового тракта двигателя, обеспечивая сохранность заряда в процессе хранения и транспортирования, а с другой стороны - обеспечивает надежность зажжения заряда и стабильность выхода на режим двигателя.

Конструкция сопловых заглушек и способ крепления весьма разнообразны (см. В.В. Калинин, Ю.Н. Ковалев, A.M. Липанов «Нестационарные процессы и методы проектирования узлов РДТТ» М. Машиностроение, 1986 г., стр. 15; Ю.С. Соломонов и др. «Твердотопливные регулируемые двигательные установки» М. Машиностроение, 2011 г., стр. 92, 94, 95, 105), как и методы подтверждения параметров их вскрытия (см. И.М. Гладков и др. «Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения» М. НТЦ «Информтехника», 1993 г., стр. 6, 8, 9, 14, 87, 88, 92, 94, 95). Известна конструкция двигателя (см. сборник «Труды МИТ» том 8 часть 1 стр. 236) - принята за прототип. В этом двигателе заглушка выполнена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта.

Недостатком применения таких двигателей в САС является то, что направление вылета заглушки не поддается точному прогнозированию, так как адгезия заглушки к сопловому тракту неравномерна, и оценить траекторию вылета заглушки, которая зависит именно от того с какой стороны начнется отрыв заглушки от сопла при воздействии давления продуктов сгорания ДСН, невозможно.

Технической задачей заявленного изобретения является обеспечение вылета заглушки в заданном направлении и исключение соударения заглушки с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем.

Поставленная задача решается за счет того, что ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержащий корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой, которая изготовлена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта, а торец заглушки дополнительно подкреплен к поверхности соплового тракта с максимально удаленной от ракетоносителя стороны по дуге S длиной от 0,5 до 1,5 R, где R - радиус торца заглушки, причем расстояние L от торца сопла до торца заглушки не превышает 2R. Кроме того, подкрепление заглушки выполнено в виде деформируемой скобы, являющейся продолжением конической части заглушки, которая полностью охватывает внутреннюю поверхность соплового тракта и присоединена к его наружной поверхности.

Это позволяет точно задать сектор, в котором за счет дополнительного подкрепления будет создаваться задержка отрыва заглушки, которая и определит траекторию ее полета.

Предполагаемая конструкция ракетного двигателя твердого топлива поясняется чертежами:

Фиг. 1 - Общий вид двигателя;

Фиг. 2 - Сопловая заглушка по п. 1 формулы;

Фиг. 3 - Сопловая заглушка по п. 2 формулы.

Ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом:

При срабатывании пиропатрона (1) продукты его сгорания обеспечивают зажжение воспламенителя (2), который в свою очередь обеспечивает зажжение твердотопливного заряда (3), продукты сгорания которого истекают через сопловой тракт (4). Под действием давления продуктов сгорания происходит отделение заглушки (5), причем отрыв заглушки в дополнительно подкрепленном секторе (6) происходит с задержкой, вследствие чего возникает кратковременное изгибающее воздействие на заглушку (5) и отклонение траектории вылета заглушки (5) в направлении ее дополнительного подкрепления (6).

Данное изобретение позволяет обеспечить вылет заглушки в заданном направлении, и тем самым исключить соударение заглушки с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем.

Двигатель данной конструкции планируется применять в составе перспективных ракетных комплексов и САС.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержащий корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой, которая изготовлена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта, отличающийся тем, что торец заглушки дополнительно подкреплен к поверхности соплового тракта с максимально удаленной от ракетоносителя стороны по дуге S длиной от 0,5 до 1,5 R, где R - радиус торца заглушки, причем расстояние L от торца сопла до торца заглушки не превышает 2R.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что подкрепление заглушки выполнено в виде деформируемой скобы, являющейся продолжением конической части заглушки, которая полностью охватывает внутреннюю поверхность соплового тракта и присоединена к его наружной поверхности.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к системам зажигания несамовоспламеняющихся компонентов топлива в камерах сгорания или газогенераторе. Устройство лазерного воспламенения компонентов топлива в камере сгорания или газогенераторе жидкостного ракетного двигателя включает в себя узел фокусировки лазерного излучения, выполненный в виде трубки с фланцем на одном конце и фокусирующей линзой на другом конце, при этом устройство содержит цилиндрический корпус со сквозным осевым каналом, при этом с одной стороны корпуса выполнен фланец, а с другой стороны к корпусу прикреплена цилиндрическая камера смешения, причем трубка узла фокусировки вставлена в сквозной осевой канал цилиндрического корпуса и герметично соединена с ним, кроме того, в корпусе выполнены каналы подвода окислителя и горючего в камеру смешения, цилиндрический корпус вместе с узлом фокусировки с помощью фланцев прикреплены к наружному днищу смесительной головки, а камера смешения через пилоны, закрепленные на цилиндрической поверхности камеры смешения, прикреплена к огневому днищу смесительной головки, а фокусировка лазерного луча выполнена таким образом, что оптический пробой осуществляется в заполненной смесью компонентов топлива внутренней полости цилиндрической камеры смешения.

Изобретение относится к области военной техники, в частности, к реактивным двигателям для боеприпасов, предназначенных для стрельбы из противодиверсионных гранатометных систем, размещенных на плавучих боевых кораблях, стационарных или передвижных объектах на берегу. Двигатель реактивного боеприпаса содержит камеру 2 сгорания с размещенным в ней трубчатым пороховым зарядом 3 «щеточной» конструкции, отделенным от воспламенителя 5 диафрагмой 4, имеющей сквозные отверстия и сопло.

Изобретение относится к жидкостной ракетной двигательной установке. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью содержит форкамеру (11) для образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру (10) сгорания для сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры (11), турбонасос (20), включающий в себя турбину (21), вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и первый насос (22) и второй насос (23), приводимые вращением турбины, при этом турбонасос (20) подает горючее из бака (30) горючего в форкамеру (11) и подает окислитель из бака (40) окислителя в форкамеру (11) и в главную камеру (10) сгорания, электрический двигатель (25) для вращения турбины (21) до форкамеры (11) и главной камеры (10) сгорания и муфту для соединения электрического двигателя (25) и турбины (21) и размыкания этого соединения между электрическим двигателем (25) и турбиной (21).

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к созданию разгонных блоков на базе твердотопливных двигательных установок, и направлено на совершенствование их конструкции. Твердотопливная двигательная установка многократного включения ракеты космического назначения содержит основную камеру сгорания с зарядом твердого топлива торцевого горения, крышку с местами крепления сопловых управляющих блоков, воспламенительного устройства и датчиков давления, соединенную с камерой сгорания, воспламенительное устройство, соединенное с пиропатроном, сопловые управляющие блоки с регулируемыми критическими сечениями, рулевой привод для регулирования размера критического сечения сопловых управляющих блоков, один или несколько датчиков давления, сообщающихся с внутренней полостью основной камеры сгорания и соединенных с системой управления.

Газогенератор твердотопливный содержит корпус с передней крышкой, частично перфорированную радиальными отверстиями трубку-запальник, скрепленную с передней крышкой, дросселирующее отверстие, пиропатрон и твердотопливный заряд, размещенный в герметичной секционной оболочке. Твердотопливный заряд состоит из последовательно размещенных секций с разным временем сгорания и размещен в трубке-запальнике, расположенной в камере сгорания с радиальным зазором от стенки камеры сгорания.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам. В мультивекторной матричной ракетной двигательной системе плоская дискообразная с волнообразным внешним контуром монолитная термостойкая диэлектрическая (МТД) подложка с размещенной на ней квадратной матричной реверсивной структурой двигательных ячеек соединена с повторяющей ее контур цилиндрообразной полой с волнообразным профилем МТД-подложкой с радиально-веерной ориентацией всех продольных осей конусообразных микропор на центры чередующихся сопряженных вогнутых и выпуклых полуокружностей.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит жестко связанные с корпусом два реактивных двигателя, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом, блок управления, лазер, разветвленный световод.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при разработке и создании ЖРД на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. В способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника, с фокусированием лазерного луча одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью одного из компонентов топлива и оптически прозрачного газа полости, по крайней мере, одной форсунки многофорсуночной смесительной головки, с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки, согласно изобретению фокусирующее устройство располагают в полости этой форсунки, заполняемой при работе оптически прозрачным газом.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к конструкции порохового аккумулятора давления, предназначенного для приведения в действие аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Аккумулятор давления состоит из последовательно расположенных в корпусе 1 воспламенителя 2, камеры сгорания 3 с пороховым зарядом 4, детонационного узла с инициирующей навеской 5 и рабочей навеской 6, запрессованными в глухое отверстие корпуса 1, при этом инициирующая навеска 5 граничит с воспламенителем 2.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике, а именно к способу запуска камеры ЖРД или газогенератора многократного запуска с лазерным воспламенением топлива, использующего как жидкие, так и газообразные ракетные топлива, и устройству для его осуществления. Способ включает этапы, на которых одновременно или с задержкой от подачи окислителя осуществляют предварительный подвод горючего в камеру сгорания в область фокусировки лазерного излучения посредством системы предварительной подачи горючего, где горючее поступает в канал системы предварительной подачи непосредственно из рубашки охлаждения, воспламеняют смесь окислителя и предварительно поданного горючего, осуществляют по каналу подвода подачу горючего, после воспламенения которого от факела горения упомянутой смеси прекращают предварительный подвод горючего.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, запускаемого после его выталкивания пороховым аккумулятором давления из пускового контейнера. .
Наверх