RU2211356C1

RU2211356C1 - Ракетный двигатель твердого топлива

Info

Publication number: RU2211356C1
Application number: RU2002101640A
Authority: RU
Inventors: А.П. Талалаев; А.В. Козьяков; В.Ф. Молчанов; В.Н. Аликин; Г.Э. Кузьмицкий; Н.Н. Федченко; Р.Е. Прибыльский
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова"
Priority date: 2002-01-15
Filing date: 2002-01-15
Publication date: 2003-08-27

Abstract

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с передним и задним днищами, размещенный в нем вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда. Дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Изобретение позволит повысить эффективность и надежность ракетного двигателя с вкладным зарядом всестороннего горения путем уменьшения теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя. 1 з.п.ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

На практике широкое распространение получили РДТТ с вкладными зарядами всестороннего горения. В силу таких своих достоинств, как простота конструкции, технологичность в изготовлении, высокая тяговооруженность и др., они незаменимы в таких системах крупносерийного производства, как НАР (неуправляемые авиационные ракеты), РСЗО (реактивные системы залпового огня), стартовые ступени ЗУР (зенитные управляемые ракеты) и др.

Однако существенные затруднения при обеспечении работоспособности таких двигателей вызывает необходимость нейтрализации мощного теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя. Это воздействие приводит к интенсивному конвективному теплообмену высокотемпературных продуктов сгорания с корпусом двигателя. По опубликованным в технической литературе данным (Шапиро Я.М. и др. Теория ракетного двигателя на твердом топливе, М., 1966 г. , стр. 185) доля конвективного теплообмена в таких двигателях составляет до 80% (остальное - лучистый теплообмен). Тепловой прогрев камеры сгорания приводит к резкому снижению несущей способности корпуса.

Традиционные конструктивные мероприятия, направленные на обеспечение несущей способности корпуса, предусматривают:
- увеличение толщины стенки корпуса;
- увеличение зазора между зарядом и корпусом;
- введение специальной теплозащиты корпуса.

Все указанные мероприятия снижают весовое совершенство двигателя. Наличие тепловой защиты, хотя и дает некоторый выигрыш в весовом совершенстве, существенно усложняет и удорожает конструкцию, снижая при этом и ее надежность (обеспечить качественное нанесение теплозащиты и ее контроль весьма затруднительно).

Варианты конструктивного исполнения двигателей рассматриваемого класса приведены в источниках: М. БАРРЕР и др. Ракетные двигатели. М.: Оборонгиз, 1962 г. , стр.341, фиг.6.25; там же стр.259, фиг.5.6; Б.В. ОРЛОВ, Г.Ю. МАЗИНГ, Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М. : Машиностроение, 1968, рис.4.4, стр.293 (прототип, фиг.1).

Технической задачей патентуемого изобретения является повышение эффективности и надежности ракетного двигателя с вкладным зарядом всестороннего горения.

Указанная задача решается путем уменьшения теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя.

Сущность изобретения заключается в установке в двигатель тонкостенной гильзы (фиг.2), разделяющей зазор между корпусом и зарядом на две кольцевые полости - большую, примыкающую к боковой горящей поверхности заряда, и меньшую, примыкающую к корпусу. При этом гильза разделяет зазор от заднего днища двигателя полностью или частично по длине и устанавливается с возможностью свободного истечения продуктов сгорания (п.с.) из полости, примыкающей к заряду. Полость же, примыкающая к корпусу, герметизируется со стороны заднего днища и образует застойную зону. Это позволяет, как бы "переключить" воздействие конвективного теплового потока п.с. с несущей стенки корпуса двигателя на гильзу. Так как газовый поток в этом случае формируется между зарядом и гильзой (а между гильзой и корпусом реализуется застойная зона), то гильза и принимает на себя основную тепловую нагрузку. Несущая способность корпуса, разгруженного от конвективной тепловой нагрузки, определяется в этом случае только величиной давления в камере сгорания, что позволяет в 2-3 раза уменьшить толщину стенки корпуса. В тоже время гильза практически не нагружена избыточным давлением и, подвергаясь только тепловому воздействию, сохраняет свою конструктивную форму в процессе работы двигателя.

С целью дальнейшего повышения эффективности двигателя, упрощения его конструкции предлагается снабдить гильзу дном со стороны заднего днища двигателя. В дне гильзы выполняются отверстия для истечения газов (фиг.3). Это позволяет отказаться от присущей двигателям данного класса опорной диафрагмы и конструктивно и функционально объединить в одной детали - гильзе - опорный и газораспределительный узел и теплозащиту корпуса.

Для повышения надежности работы двигателя предлагается сместить опорный торец заряда к переднему днищу двигателя, например, за счет выполнения выступов на дне гильзы, а на боковой поверхности гильзы выполнить отверстия за опорным торцом заряда (фиг.4). Это позволяет уменьшить радиальные перепады давления, воздействующие на задний участок заряда.

Предложенная конструкция двигателя характеризуется следующими отличительными признаками от прототипа:
1. Установка в зазоре между корпусом и зарядом сплошной тонкостенной гильзы, разделяющей зазор на две кольцевые полости.

2. Герметизация полости, примыкающей к корпусу, со стороны заднего днища.

3. Выполнение гильзы в виде стакана, дно которого контактирует с задним днищем двигателя и опорным торцом заряда; выполнение в дне отверстий.

4. Выполнение отверстий (перфорация) на боковой поверхности гильзы.

5. Выполнение в дне гильзы выступов в сторону опорного торца заряда и выполнение отверстий в боковой поверхности гильзы за опорным торцом заряда.

Технический результат, достигаемый при реализации изобретения, характеризуется:
1) уменьшением теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя, что позволяет повысить надежность двигателя;
2) за счет разгрузки корпуса от тепловой нагрузки может быть уменьшена толщина стенки камеры сгорания, что позволяет повысить весовое совершенство двигателя, его эффективность;
3) эффективность двигателя повышается и за счет возможности в заявляемой конструкции оптимального перераспределения газодинамических и тепловых нагрузок в двигателе (регулирование эрозионного эффекта, уменьшение радиальных перепадов у соплового торца заряда).

Сущность заявляемого технического решения и его отличия от прототипа поясняются следующими графическими материалами:
Фиг. 1 - конструкция двигателя-прототипа, где 1- корпус, 2 - заряд, 3 - теплозащита.

Фиг.2 - предложенная конструкция двигателя, где 1-корпус, 2 - заряд, 4 - гильза.

Фиг.3 - вариант конструктивного оформления (гильза с дном - стакан), где 1 - корпус, 2 - заряд, 4 - гильза (стакан).

Фиг. 4 - вариант конструктивного оформления (дно гильзы с выступами, боковые отверстия в гильзе за торцом заряда), где 1 - корпус, 2 - заряд, 4 - гильза (стакан).

Claims

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с передним и задним днищами, размещенный в нем вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, отличающийся тем, что в нем дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что в нем на дне стакана образованы выступы, а на цилиндрической части стакана выполнены отверстия за задним торцом заряда.