RU2117808C1 - Ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents
Ракетный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2117808C1 RU2117808C1 RU97105671A RU97105671A RU2117808C1 RU 2117808 C1 RU2117808 C1 RU 2117808C1 RU 97105671 A RU97105671 A RU 97105671A RU 97105671 A RU97105671 A RU 97105671A RU 2117808 C1 RU2117808 C1 RU 2117808C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle support
- engine
- rocket engine
- cylinder
- housing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
Ракетный двигатель твердого топлива содержит сопловую опору, выполненную в виде металлического конуса, плавно переходящего в цилиндр, при этом радиус перехода составляет 0,4 - 0,6 наружного диаметра цилиндра. Внутренняя поверхность конуса выполнена с двумя направленными под углом друг к другу кольцевыми зубьями, образующими замок, и заармирована эластичным теплозащитным материалом. Ракетный двигатель также содержит корпус из композиционного материала, металлическую воронку с хвостовиком и эластичную прокладку, которая установлена между корпусом и конусной частью сопловой опоры и выполнена из фенольно-каучуковой клеящей пленки. В результате повышения надежности работы ракетного двигателя за счет исключения перемещения вдоль оси двигателя сопловой опоры и ее разрушения от действия рабочего давления пороховых газов при работе двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и учитывается все возрастающие требования по повышению совершенства конструкции ракетных двигателей и надежности их работы.
Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива [1], содержащая металлическую камеру сгорания с передним днищем и сопловым блоком, воспламенительное устройство, заряд и уплотнительный узел.
Данная конструкция двигателя надежно обеспечивает его работу, так как материал камеры сгорания под действием внутреннего давления газов работает в области упругих деформаций, обеспечивая прочность и герметичность конструкции. Однако такой двигатель имеет, по сравнению с двигателем из композиционных материалов, большую пассивную массу, которая значительно снижает коэффициент качества двигателя, характеризующий его совершенство.
Известен ракетный двигатель твердого топлива [2], содержащий камеру сгорания с сопловым раструбом и опорой из композиционного материала, размещенный в ней вкладной заряд твердого топлива с осевым каналом, воспламенитель, смонтированный на переднем днище, закрепленным в металлическом шпангоуте, отличающийся тем, что он снабжен опертым на заряд твердого топлива подпружиненным поршнем с центральным отверстием, а в корпусе воспламенителя выполнен глухой осевой канал, в котором расположен поршень, при этом сопловый патрубок снабжен металлической воронкой с пружинным хвостовиком со стороны камеры сгорания, а между воронкой и сопловой опорой размещена эластичная прокладка, причем соединение переднего днища и металлического шпангоута выполнено в виде уложенных между зубьев спиральной кольцевой намоткой стеклонитей, а зубья выполнены пирамидальной формы, стороны оснований которых расположены под углом к углу намотки стеклонитей.
Однако и данная конструкция ракетного двигателя твердого топлива не обеспечивает надежную работу двигателя, так как заделка сопловой опоры в корпусе двигателя не исключает ее перемещение (подвижку) по оси двигателя от воздействия рабочего давления пороховых газов, что наоборот приведет к увеличению эксцентриситета двигателя, что недопустимо.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, за счет исключения перемещения (подвижки) вдоль оси двигателя сопловой опоры и ее разрушение от действия рабочего давления пороховых газов при работе двигателя.
Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива сопловая опора выполнена в виде металлического конуса, плавно переходящего в цилиндр, при этом радиус перехода составляет 0,4 - 0,6 наружного диаметра цилиндра, а внутренняя поверхность конуса выполнена направленными под углом друг к другу кольцевыми зубьями, образующими замок, и заармирована эластичным теплозащитным материалом, причем эластичная прокладка установлена между корпусом и конусной частью сопловой опоры, и выполнена из фенольно-каучуковой клеящей пленки.
Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция ракетного двигателя твердого топлива обеспечивает высокую надежность работы двигателя и исключает перемещение (подвижку) и разрушение сопловой опоры, от воздействия рабочего давления пороховых газов при работе двигателя.
На фиг. 1 приведена предлагаемая конструкция ракетного двигателя твердого топлива, где 1 - корпус двигателя из композиционного материала; 2 - металлическая воронка с хвостовиком; 3 - сопловая опора; 4 - конусная часть сопловой опоры; 5 - кольцевые зубья; 6 - теплозащитный материал; 7 - эластичная прокладка; 8 - спиральные силовые слои нитей из композиционного материала.
Вматывание сопловой опоры 3, состыкованной посредством хвостовика с металлической воронкой 2 и армированной эластичный теплозащитным материалом 6 в корпусе двигателя 1, осуществляется следующим образом. На подготовленную (зачищенную и обезжиренную) наружную поверхность конусной части 4, сопловой опоры 3 и воронку 2, установленную на вращающейся оправке, укладывают эластичную прокладку 7 из фенольно-каучуковой клеящей пленки, предварительно смоченную ацетоном для склеивания, затем производят заматывание композиционным материалом 8 сопловой опоры 3 в корпусе двигателя 1, после намотки корпус двигателя 1 проходит полимеризацию термообработкой. Радиус перехода конической поверхности сопловой опоры в цилиндрическую составляет 0,4 - 0,6 наружного диаметра цилиндра, эта зависимость получена экспериментально и представлена на фиг. 2, где N - отношение числа положительных опытов к общему количеству проведенных опытов; R - радиус перехода конической поверхности в цилиндрическую.
Из графика видно, что если сопловая опора выполнена с R < 0,4 наружного диаметра цилиндра, то ухудшаются условия укладки слоев композиционного материала, т.е. под ними образуются пустоты, повышается напряжение в материале сопловой опоры из-за неравномерного распределения нагрузки от натяжения слоев композиционного материала, что приводит к трещинам сопловой опоры при работе двигателя от воздействия внутреннего давления пороховых газов, что недопустимо.
При условии R > 0,6 наружного диаметра цилиндра, то при действии внутреннего давления пороховых газов сопловая опора имеет возможность перемещаться вдоль оси двигателя, что приведет к нарушению герметичности и прогару двигателя, а также к увеличению эксцентриситета, что недопустимо.
Применение в конструкции двигателя эластичной прокладки из фенольно-каучуковой клеящей пленки, установленной между силовыми слоями композиционного материала и конусной частью сопловой опоры, улучшает адгезию между ними и исключает осевое перемещение сопловой опоры при нагружении двигателя внутреннего давления. Внутренняя поверхность конуса сопловой опоры выполнена в виде замка с двумя направленными под углом друг к другу кольцевыми зубьями и предназначена для лучшего удержания эластичного теплозащитного материала при армировании сопловой опоры.
Источники информации
1. Фахутдинов А.Х., Комерников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. Учебное пособие для вузов. - М.: Машиностроение, 1987, с.6-9, рис. 1.4.
1. Фахутдинов А.Х., Комерников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. Учебное пособие для вузов. - М.: Машиностроение, 1987, с.6-9, рис. 1.4.
2. Патент России N 2053401, F 02 K 9/08, опубл. 27.01.96, БИ N 3 (II ч), с.250-251.
Claims (2)
1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус из композиционного материала, сопловую опору, металлическую воронку с хвостовиком и эластичную прокладку, отличающийся тем, что в нем сопловая опора выполнена в виде металлического конуса, плавно переходящего в цилиндр, при этом корпус перехода составляет 0,4 - 0,6 наружного диаметра цилиндра, а внутренняя поверхность конуса выполнена с двумя направленными под углом друг к другу кольцевыми зубьями, образующими замок, и армирована эластичным теплозащитным материалом, причем эластичная прокладка установлена между корпусом и конусной частью сопловой опоры.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что эластичная прокладка выполнена из феноль-каучуковой клеящей пленки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97105671A RU2117808C1 (ru) | 1997-04-10 | 1997-04-10 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97105671A RU2117808C1 (ru) | 1997-04-10 | 1997-04-10 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2117808C1 true RU2117808C1 (ru) | 1998-08-20 |
RU97105671A RU97105671A (ru) | 1999-01-27 |
Family
ID=20191787
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97105671A RU2117808C1 (ru) | 1997-04-10 | 1997-04-10 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2117808C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2505696C1 (ru) * | 2012-11-01 | 2014-01-27 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Способ изготовления корпуса ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов и корпус ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов |
-
1997
- 1997-04-10 RU RU97105671A patent/RU2117808C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Фахутдинов А.Х. и др. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива, -М.: Машиностроение, 1987, с. 6 - 9, рис. 1.4. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2505696C1 (ru) * | 2012-11-01 | 2014-01-27 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Способ изготовления корпуса ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов и корпус ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4956971A (en) | Solid propellant canister loaded multiple pulsed or staged rocket motor | |
US5206989A (en) | Method of making solid propellant canister loaded rocket motor | |
US5070691A (en) | Solid propellant canister loaded multiple pulsed or staged rocket | |
RU2117808C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
JPH0131042B2 (ru) | ||
RU2403428C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
CN113915030A (zh) | 一种固体火箭发动机的堵盖结构 | |
KR20100061533A (ko) | 불꽃 액추에이터 | |
US5765833A (en) | Brush igniter seal | |
RU2189483C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
US6148606A (en) | Low-vulnerability solid-propellant motor | |
EP0419319B1 (fr) | Allumeur consumable pour moteur-fusée à propergol solide | |
US8997453B2 (en) | Igniter for a turbomachine and mounting assembly therefor | |
US20190341747A1 (en) | Spark Plug For An Internal Combustion Engine | |
US3170291A (en) | Liner for propellant grains | |
RU2153092C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
US3070958A (en) | Programmed output energy solid fuel gas genenrator | |
USH1352H (en) | Combustible metallic propellant charge igniter | |
CN113958424B (zh) | 一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机 | |
US3364809A (en) | Method of assembling a solid propellant grain | |
RU2015391C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
WO1987001428A1 (en) | Method for connecting together lengths of pipe in addition to join and lengths of pipe manufactured with said method | |
RU2156374C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2139438C1 (ru) | Твердотопливный ракетный двигатель | |
RU2122135C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива |