РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ТАКОГО ДВИГАТЕЛЯ

1. Ракетный двигатель (100), содержащий камеру (12) сгорания, при этом стенка камеры (12) сгорания содержит контур (14) охлаждения, в котором циркулирует первый компонент (16) ракетного топлива, при этом к указанной камере (12) сгорания снаружи прилегает выполненный в виде единой детали кожух (24) из термоконструкционного композиционного материала, который содержит диффузор (24с), проходящий за пределы нижнего конца (12ee) камеры (12) сгорания, при этом по меньшей мере часть указанного кожуха (24) из термоконструкционного композиционного материала покрыта наружным усилительным кожухом (26) с высокой радиальной прочностью, чтобы сдерживать деформации камеры (12) сгорания и указанного кожуха (24) из термоконструкционного композиционного материала, при этом кожух (24) из термоконструкционного композиционного материала и наружный усилительный кожух (26) образуют единый узел (28), отличающийся тем, что указанная камера (12) сгорания опирается на упор (70b), закрепленный на верхней части диффузора (24с) внутри этого диффузора.
2. Двигатель (100) по п. 1, в котором камера (12) сгорания последовательно содержит свод (12а) подачи второго компонента ракетного топлива, набор (12b) форсунок, по существу, цилиндрическую часть (12с), продолженную сходящейся частью (12d) и расходящейся частью (12е), при этом вход свода (12а) подачи второго компонента ракетного топлива образует верхний конец (12аа) камеры (12) сгорания и соединен с каналом (30) подачи второго компонента (22) ракетного топлива, при этом кожух (24) из термоконструкционного композиционного материала тоже содержит свод (54а), находящийся над сводом (12а) камеры (12) сгорания.
3. Двигатель (100) по п. 2, в котором камера (12) сгорания зафиксирована в указанном едином узле (28) между упором (70а), закрепленным на верхнем конце (12аа) камеры (12) сгорания, через который проходит указанный канал (30) подачи второго компонента (22) ракетного топлива, и опирающимся на вершину указанного единого узла (28), и упором (70b), закрепленным на верхней части диффузора (24с) внутри этого диффузора.
4. Двигатель (100) по п. 1, в котором труба (40) подачи первого компонента (16) ракетного топлива соединена с контуром (14) охлаждения камеры (12) сгорания и проходит через отверстие (42), выполненное в едином узле (28).
5. Двигатель (100) по п. 4, в котором труба (40) подачи первого компонента (16) ракетного топлива выходит в кольцевую полость (44), внутренняя сторона (44а) которой содержит часть стенки камеры (12) сгорания, находящуюся на соединении между сходящейся частью (12d) и расходящейся частью (12е) камеры (12) сгорания.
6. Двигатель (100) по п. 5, в котором кольцевая полость (44) закрыта обечайкой (46), которая закреплена своими двумя осевыми концами (46а, 46b) на стенке камеры (12) сгорания, при этом обечайка (46) окружена единым узлом (28) и содержит отверстие для пропускания конца трубы (40) подачи первого компонента (16) ракетного топлива.
7. Двигатель (100) по п. 6, в котором внутри обечайки (46) установлен крепежный цоколь (48), с которым соединен конец трубы (40) подачи первого компонента (16) ракетного топлива, при этом крепежный цоколь (48) содержит отверстие (48а) для прохождения первого компонента (16) ракетного топлива.
8. Двигатель (100) по п. 6, в котором внутри обечайки (46) установлены по меньшей мере два основания (58), на каждом из которых закреплена лапка (60) соединения управляющего домкрата через отверстие (62), выполненное в едином узле (28).
9. Двигатель (100) по п. 8, в котором соединительные лапки (60) смещены относительно друг друга на 90° в окружном направлении.
10. Двигатель (100) по п. 5, в котором контур (14) охлаждения содержит
каналы (76) охлаждения, выполненные в толщине стенки камеры (12) сгорания, в которых снизу вверх циркулирует первый компонент (16) ракетного топлива, причем эти каналы (76) охлаждения проходят между нижним концом (12ее) расходящейся части (12е) камеры (12) сгорания и набором (12b) форсунок, находящимся в верхней части камеры (12) сгорания, и
каналы (74) питания в толщине стенки камеры (12) сгорания, находящейся в расходящейся части (12е) камеры (12) сгорания, в которых первый компонент (16) топлива циркулирует сверху вниз, при этом указанные каналы (74) питания сообщаются своими верхними концами (74а) с кольцевой полостью (44) через отверстия (78) и своими нижними концами (74b) с набором каналов (76) охлаждения.
11. Двигатель по п. 10, в котором каналы (74) питания сообщаются с выпускными отверстиями (80), обеспечивающими прохождение первого компонента (16) ракетного топлива.
12. Двигатель по п. 1, в котором между наружной стенкой расходящейся части (12е) камеры (12) сгорания и находящейся напротив внутренней стенкой кожуха (24) из термоконструкционного композиционного материала установлена уплотнительная прокладка (72).
13. Двигатель (100) по п. 1, в котором по меньшей мере часть наружного усилительного кожуха (26) образована тканой деталью из углеродных волокон, пропитанных затвердевшей смолой.
14. Двигатель по п. 1, в котором по меньшей мере часть наружного усилительного кожуха (26) образована намоткой углеродных волокон, включенных в слой затвердевшей смолы.
15. Способ изготовления ракетного двигателя (100), отличающийся тем, что содержит следующие этапы, на которых
формируют кожух (24) в виде единой детали из термоконструкционного композиционного материала, содержащий свод (54а) и, по существу, цилиндрический участок (54b), продолженный усеченным конусным участком (54с),
обеспечивают затвердевание указанного кожуха (24),
выполняют наружный усилительный кожух (26) с высокой радиальной прочностью на части указанного кожуха (24) из термоконструкционного композиционного материала, при этом кожух (24) из термоконструкционного композиционного материала и наружный усилительный кожух (26) образуют единый узел (28),
вставляют в единый узел (28) через диффузор (24с), образованный нижней частью указанного усеченного конусного участка (54с), камеру (12) сгорания, содержащую контур (14) охлаждения, и
фиксируют в осевом направлении камеру (12) сгорания внутри единого узла (28) при помощи упора (70b), на который опирается указанная камера (12) сгорания и который закреплен на верхней части и внутри указанного диффузора (24с), при этом указанный диффузор (24с) проходит за пределы нижнего конца расходящейся части (12е) камеры (12) сгорания.
16. Способ изготовления двигателя (100) по п. 15, дополнительно содержащий этап пропускания единого узла (28) через автоклав.
17. Способ изготовления двигателя (100) по п. 15, содержащий этап соединения трубы (30) подачи первого компонента (16) ракетного топлива с контуром (14) охлаждения камеры (12) сгорания через отверстие (42), выполненное в едином узле (28).
18. Способ изготовления двигателя (100) по п. 15, в котором по меньшей мере часть наружного усилительного кожуха (26) образована тканой деталью из углеродных волокон, пропитанных затвердевшей смолой.
19. Способ изготовления двигателя (100) по п. 15, в котором по меньшей мере часть наружного усилительного кожуха (26) образована намоткой углеродных волокон, включенных в слой затвердевшей смолы.