RU2339829C1

RU2339829C1 - Ракетный двигатель твердого топлива

Info

Publication number: RU2339829C1
Application number: RU2007112244/06A
Authority: RU
Inventors: Василий Анатольевич Замарахин (RU); Василий Анатольевич Замарахин; Константин В чеславович Крейер (RU); Константин Вячеславович Крейер; Андрей Анатольевич Палайчев (RU); Андрей Анатольевич Палайчев; Эмили Алексеевна Шатрова (RU); Эмилия Алексеевна Шатрова; Максим Сергеевич Мишин (RU); Максим Сергеевич Мишин
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2007-04-02
Filing date: 2007-04-02
Publication date: 2008-11-27

Abstract

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, сопловое дно с теплозащитным покрытием и заряд твердого топлива, частично забронированный по наружной поверхности. На сопловом дне в районе его стыка с камерой, напротив небронированной части заряда, установлен экран из теплозащитного материала, образующий застойную зону между камерой и сопловым дном. Экран выполнен в виде отдельной детали или за единое целое с сопловым дном. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива за счет уменьшения прогрева стенки камеры сгорания и стыковочного узла, а также увеличить полный импульс тяги за счет максимального заполнения камеры сгорания топливом. 2 ил.

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ).

В процессе работы РДТТ элементы его конструкции подвергаются значительному воздействию потока продуктов сгорания, имеющих высокую температуру и скорость. Это воздействие заключается в прогреве и частичной эрозии материалов, из которых изготовлен двигатель. Тепловая защита элементов конструкции - одна из важнейших задач, решаемых при проектировании РДТТ. В настоящее время намечена тенденция к модернизации существующих комплексов ракетного вооружения, заключающаяся в увеличении его дальности действия. Данная задача решается увеличением времени работы двигателя, применением энергетически более мощных ракетных топлив. В связи с этим проблема тепловой защиты элементов конструкции РДТТ приобретает все большую актуальность.

Решение этой проблемы описано в патенте Франции №2776024 А1, 1998 г., МПК F02K 9/32, принятом за аналог. В указанном РДТТ предлагается между зарядом ТТ и местом стыка корпуса и соплового дна установить уплотнительную прокладку. Прокладка увеличивает герметичность в указанной зоне и предотвращает обдув продуктами сгорания внутренней стенки корпуса и стыковочного узла. Однако применить такой способ защиты не всегда представляется возможным. В частности он не применим в РДТТ с зарядом торцевого горения, т.к. торец заряда плотно прилегает к прокладке и не воспламеняется в начальный момент времени, что неприемлемо в двигателе торцевого горения.

Также известна конструкция РДТТ, состоящая из камеры, пристыкованного к ней соплового дна и заряда ТТ с частично бронированной наружной поверхностью. На сопловом дне имеется теплозащитное покрытие, предохраняющее ее от критического перегрева. Данная конструкция описана в патенте России №2267024 от 27.12.05, МПК F02K 9/95 и принята за прототип.

Существенным недостатком данной конструкции является слабая защищенность стыковочного узла и стенки камеры, в особенности той ее части, которая расположена напротив небронированного участка заряда.

Указанный недостаток можно устранить, увеличив толщину теплозащитного покрытия, однако это приведет к уменьшению объема камеры сгорания и, следовательно, к уменьшению размеров заряда ТТ и увеличению пассивной массы двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы РДТТ за счет уменьшения прогрева стенки камеры сгорания и стыковочного узла.

Указанная задача решается тем, что в РДТТ, содержащем камеру сгорания, сопловое дно с теплозащитным покрытием и заряд ТТ, частично забронированный по наружной поверхности, на сопловом дне в районе его стыка с камерой, напротив небронированной части заряда, установлен экран из теплозащитного материала, образующий застойную зону между камерой и сопловым дном. Экран выполнен из теплозащитного материала в виде отдельной детали или за единое целое с сопловым дном.

Изобретение поясняется фиг.1 и 2.

РДТТ состоит из камеры 1, соплового дна 2, заряда с частично забронированной наружной поверхностью 3. На сопловом дне 2 в районе его стыка с камерой 1 напротив небронированной части заряда 3 установлен экран 4 из теплозащитного материала таким образом, что между камерой 1 и сопловым дном 2 образуется полость 5, представляющая собой застойную зону.

РДТТ работает следующим образом.

При включении двигателя продукты сгорания заряда 3 заполняют весь свободный объем камеры сгорания, в том числе и полость 5 между экраном 4 и камерой 1. Тем самым газы, оставаясь в зоне 5, служат своеобразным теплозащитным материалом, который заполняет всю полость 5, не давая нагреваться камере 1 и стыку.

Таким образом, применение теплозащитного экрана позволяет значительно снизить прогрев камеры и максимально заполнить камеру сгорания твердотопливным элементом, что увеличивает полный импульс РДТТ.

Claims

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, сопловое дно с теплозащитным покрытием и заряд твердого топлива, частично забронированный по наружной поверхности, отличающийся тем, что на сопловом дне в районе его стыка с камерой, напротив небронированной части заряда, установлен экран из теплозащитного материала, образующий застойную зону между камерой и сопловым дном, при этом экран выполнен в виде отдельной детали или за единое целое с сопловым дном.