ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ПАСТООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ

Полезная модель относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям, использующим полутвердые (пастообразные) и пылевидные топлива.Двухрежимный ракетный двигатель на пастообразном топливе содержит корпус двигателя 1, переднюю крышку 2, заряд пастообразного топлива 3, легкосгораемый поджимающий поршень 4 с воспламенительным устройством 5 на торце, заднюю крышку 6 с соплом 7, теплопроводные элементы 8 в виде коаксиально расположенных относительно продольной оси тонкостенных перфорированных металлических цилиндров. При этом теплопроводные элементы 8 выполнены из металлов, имеющих высокий коэффициент теплопроводности А, например из стали, бронзы, латуни, меди или серебра, их количество может быть произвольным, диаметр отверстий перфорации достаточен для перетекания через них пастообразного заряда и составляет от 4 до 20 мм, а количество этих отверстий рассчитывается таким образом, чтобы суммарная их площадь составляла 12-25% от площади боковой поверхности каждого теплопроводного элемента. Толщина стенок h, h… hтеплопроводных элементов 8 составляет от 0,05 мм до 0,2 мм, длины l, l… lменьше, чем длина заряда lи рассчитываются исходя из требований по обеспечению необходимого времени, а диаметры d, d… d- по обеспечению требуемой тяги стартового режима работы двигателя.Для исключения смещения теплопроводных элементов 8 в процессе заливки заряда пастообразного топлива и эксплуатации изделия, в торцевой поверхности легкосгораемого поджимающего поршня 4, обращенного в сторону заряда, имеются двойные круговые бортики 9 по количеству теплопроводных элементов, в которых они закрепляются в процессе сборки.Предлагаемое техническое решение обеспечивает компенсацию тепловых усадок заряда пастообразного топлива двухрежимного ракетного двигателя, предотвращает образования больших пустот в нем, повышает надежность работы и технологичность сборки двигателя. 2 ил.

Двухрежимный ракетный двигатель на пастообразном топливе, содержащий корпус двигателя, переднюю крышку, заряд пастообразного топлива, внутри которого находятся теплопроводные элементы в виде нескольких коаксиально расположенных относительно продольной оси металлических цилиндров и имеющих длину, меньшую общей длины заряда, легкосгораемый поджимающий поршень, заднюю крышку с соплом, отличающийся тем, что теплопроводные элементы имеют перфорацию, суммарная площадь отверстий перфорации составляет 12-25% от площади боковой поверхности каждого теплопроводного элемента, а сами теплопроводные элементы жестко закреплены одним концом в круговые бортики по количеству теплопроводных элементов на торце легкосгораемого поджимающего поршня, обращенного в сторону заряда.

Полезная модель относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям, использующим полутвердые (пастообразные) и пылевидные топлива.

В процессе изготовления ракетного двигателя, после заливки в него, загущения и усадки пастообразного топлива, а также в процессе эксплуатации, вследствие разности значений тепловых коэффициентов расширения материалов конструкции корпуса и пастообразного топлива, в заряде образуются пустоты, которые при работе ракетного двигателя приводят к скачкообразному увеличению поверхности горения топлива и нерасчетному увеличению давления в камере сгорания, и как следствие - к разрушению. Для предотвращения этого явления в конструкции ракетных двигателей на пастообразном топливе должна быть предусмотрена компенсация тепловых усадок топливного заряда. Известны технические решения, которые обеспечивают в процессе эксплуатации ракеты постоянную компенсацию тепловых усадок за счет сдавливания топлива винтовой пружиной через опорную пластину (К.У. Бессерер. Инженерный справочник по управляемым снарядам. Воениздат Министерства обороны СССР, 1962 г., с. 543) и технические решения, в которых сдавливают топливо избыточным давлением газа через поршень непосредственно перед запуском двигателя (патент РФ №2418971 RU, МПК F02K 9/70, опубликован 20.01.2011 г.).

Известно устройство двухрежимного ракетного двигателя на пастообразном топливе, содержащего корпус двигателя, заряд пастообразного топлива, задний торец которого закрыт дисковой пластиной из твердого ракетного топлива, теплозащитное покрытие, воспламенительное устройство и сопло (патент США №3128706 US, опубликован 14.04.1964 г.). Для организации двухрежимной работы в данном решении предлагается располагать внутри заряда пастообразного топлива теплопроводные элементы в виде нескольких коаксиально расположенных относительно продольной оси металлических цилиндров, имеющих длину, меньшую общей длины заряда пастообразного топлива. Данный ракетный двигатель принят за прототип.

Недостатками прототипа являются: невозможность компенсации тепловых усадок пастообразного топлива сдавливанием его вследствие ограниченной прочности дисковой пластины из твердого ракетного топлива, закрывающей задний торец топлива; возможное возникновение относительно больших пустот в заряде топлива из-за неравномерного его распределения между внутренними полостями, образованными этими теплопроводными элементами при заливке и дальнейшей усадке; возможное смещение теплопроводных элементов от расчетного положения при заливке топливом и дальнейшей эксплуатации готового изделия, что приведет к нерасчетному изменению площади поверхности горения и давления в камере сгорания, разрушению; высокая технологическая сложность обеспечения равномерного заполнения камеры сгорания двигателя пастообразным топливом.

Полезная модель направлена на устранение данных недостатков прототипа, а именно на обеспечение компенсации тепловых усадок заряда пастообразного топлива двухрежимного ракетного двигателя, предотвращение образования больших пустот в нем в процессе заливки и усадки, повышение надежности работы и технологичности сборки двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе на пастообразном топливе, содержащем корпус двигателя, переднюю крышку, заряд пастообразного топлива, внутри которого находятся теплопроводные элементы в виде нескольких коаксиально расположенных относительно продольной оси металлических цилиндров и имеющих длину, меньшую общей длины заряда, легкосгораемый поджимающий поршень, заднюю крышку с соплом, согласно полезной модели, теплопроводные элементы имеют перфорацию, суммарная площадь отверстий перфорации составляет 12-25% от площади боковой поверхности каждого теплопроводного элемента, а сами теплопроводные элементы жестко закреплены одним концом в круговые бортики по количеству теплопроводных элементов на торце легкосгораемого поджимающего поршня, обращенного в сторону заряда.

В дальнейшем полезная модель поясняется описанием и фигурами, на которых:

фиг. 1 - изображен схематический чертеж двухрежимного ракетного двигателя на пастообразном топливе;

фиг. 2 - изображено жесткое закрепление теплопроводных элементов в торце легкосгораемого поджимающего поршня.

Двухрежимный ракетный двигатель на пастообразном топливе (фиг. 1) содержит корпус двигателя 1, переднюю крышку 2, заряд пастообразного топлива 3, легкосгораемый поджимающий поршень 4 с воспламенительным устройством 5 на торце, заднюю крышку 6 с соплом 7, теплопроводные элементы 8 в виде коаксиально расположенных относительно продольной оси тонкостенных перфорированных металлических цилиндров. При этом теплопроводные элементы 8 выполнены из металлов, имеющих высокий коэффициент теплопроводности λ, например из стали, бронзы, латуни, меди или серебра, их количество может быть произвольным, диаметр отверстий перфорации достаточен для перетекания через них пастообразного заряда и составляет от 4 до 20 мм, а количество этих отверстий рассчитывается таким образом, чтобы суммарная их площадь составляла 12-25% от площади боковой поверхности каждого теплопроводного элемента. Толщина стенок h₁, h₂ ... h_n теплопроводных элементов 8 составляет от 0,05 мм до 0,2 мм, длины l₁, l₂ … l_n меньше, чем длина заряда l₃ и рассчитываются исходя из требований по обеспечению необходимого времени, а диаметры d₁, d₂ … d_n - по обеспечению требуемой тяги стартового режима работы двигателя.

Для исключения смещения теплопроводных элементов 8 в процессе заливки заряда пастообразного топлива и эксплуатации изделия, в торцевой поверхности легкосгораемого поджимающего поршня 4, обращенного в сторону заряда (фиг. 2), имеются двойные круговые бортики 9 по количеству теплопроводных элементов, в которых они закрепляются в процессе сборки.

Снаряжение ракетного двигателя на пастообразном топливе осуществляется следующим способом. В торец поджимающего поршня 4 между двойными круговыми бортиками 9 жестко закрепляются металлические теплопроводные элементы 8, например на клей, после чего они вместе вставляются в цилиндрический корпус двигателя 1 с задней стороны и временно закрепляются оснасткой. Двигатель устанавливается в вертикальное положение и через переднее отверстие заполняется пастообразным топливом. Наличие отверстий перфорации в теплопроводных элементах позволяет текучему пастообразному топливу свободно перетекать между внутренними полостями, образованными теплопроводными элементами, чем достигается его равномерное распределение по всему объему топлива и дальнейшая усадка без образования больших пустот. Жесткое закрепление теплопроводных элементов в днище поджимающего поршня предотвращает их смещение в процессе заливки топливом и дальнейшей эксплуатации готового изделия. После заливки топливом корпус 1 закрывается передней крышкой 2, снимается оснастка, временно фиксирующая поджимающий поршень 4, устанавливается воспламенительное устройство и механизм поджатия поршня (на фигуре не показан) для компенсации тепловых усадок заряда пастообразного топлива, прикручивается задняя крышка 7 с соплом 8.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает компенсацию тепловых усадок заряда пастообразного топлива двухрежимного ракетного двигателя, предотвращает образования больших пустот в нем, повышает надежность работы и технологичность сборки двигателя.