ИНТЕГРАЛЬНЫЙ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Полезная модель относится к машиностроению, и используется в качестве нтегрального ракетно-прямоточного двигателя.
Известен интегральный ракетно-прямоточный двигатель, состоящий из камеры сгорания, снабженной, по меньшей мере, одним патрубком, на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, скрепленного с ним заряда твердого топлива стартового ракетного двигателя, размещенной в патрубке несбрасываемой крышки, состоящей из корпуса с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластины слоистой структуры. При этом корпус с решеткой прочно зафиксирован в патрубке камеры сгорания и является несбрасываемым. Пластина, закрывающая решетку со стороны камеры сгорания, состоит из нескольких чередующихся слоев палладия (Pd) и алюминия (AI). В конце работы стартового ракетного двигателя, когда поверхность горения заряда твердого ракетного топлива достигает поверхности пластины, под воздействием высокой температуры (выше 650°С) между слоями Pd и AI происходят экзотермические реакции с выделением значительного количества тепла и образования порошкообразного PdAI, в результате чего пластина распадается на частицы PdAI, которые выбрасываются в камеру сгорания двигателя. В камеру сгорания начинает поступать воздух через воздухозаборное устройство и патрубок камеры сгорания, который после включения твердотопливного газогенератора смешивается с продуктами первичного горения, поступающими из твердотопливного газогенератора (патент США №6631610, кл. F02K 7/18, 1983)
Недостатком данного устройства является то, что слоистая пластина имеет большое количество слоев, и в связи с высокой скоростью горения твердого топлива стартового ракетного двигателя продолжительность контакта высокотемпературной зоны горения с поверхностью пластины может оказаться недостаточной для начала реакций между слоями Pd и AI. Это затруднит образование порошкообразного PdAI и необходимое разрушение пластины.
Ближайшим техническим решением является интегральный ракетно-прямоточный двигатель, содержащем газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, при этом на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, размещенную на патрубке несбрасываемую крышку, имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластину слоистой структуры, решетка выступает в камеру сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия, а пластина состоит из металлической фольги и защитнокрепящего слоя, причем решетка выполнена равнопрочной со стенкой камеры сгорания, а теплозащитное покрытие камеры выполнено с защитнокрепящим слоем путем нанесения последнего на его поверхность. Защитнокрепящий слой пластины несбрасываемой крышки выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем теплозащитного покрытия камеры сгорания, а несбрасываемая крышка по периферии снабжена острым выступом, проникающим в защитнокрепящий слой. В конце работы стартового твердотопливного двигателя поверхность горения заряда твердого топлива достигает защитнокрепящего слоя пластины слоистой структуры и защитнокрепящего слоя теплозащитного покрытия камеры сгорания. При контакте с высокотемпературными продуктами сгорания заряда твердого топлива, происходит частичное коксование защитнокрепящего слоя, что приводит к частичной потере его эластичности. Под действием скоростного напора набегающего потока воздуха, поступающего через воздухозаборное устройство, пластина выбрасывается в камеру сгорания, в которой под воздействием остаточных высокотемпературных продуктов сгорания происходит ее разрушение на мелкие части (патент РФ №2325544, кл. F02K 7/18,2008)
Недостатком данного устройства является то, что в действительности выгорание заряда твердого топлива происходит неравномерно, и контакт высокотемпературной зоны горения с поверхностью слоистой пластины несбрасываемой крыщки получается локальным. Слоистая пластина, состоящая только из металлической фольги и защитнокрепящего слоя, не обеспечивает достаточной термопрочности в локальном контакте с продуктами горения заряда, где и происходит ее «прожег», а через образовавшееся отверстие возможен выброс высокотемпературных продуктов сгорания твердого топлива в воздухозаборное устройство.
Полезная модель направлена на повышение надежности конструкции несбрасываемой крышки и повышение надежности работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя в целом при переходе от стартового к маршевому режиму.
Указанный технический результат достигается тем, что интегральный ракетно-прямоточный двигатель, содержащий газогенератор с твердотопливным зарядом, скрепленный с камерой сгорания для размещения в ней твердотопливного заряда с нанесенным на ее внутреннюю поверхность теплозащитным покрытием и снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, скрепленным с воздухозаборным устройством, закрепленную в патрубке несбрасываемую крышку, имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер и выполненной равнопрочной со стенкой камеры сгорания, и слоистую пластину, которая выполнена из алюминиевого сплава при этом поверхность пластины, обращенная в полость камеры сгорания, находится заподлицо с теплозащитным покрытием камеры сгорания, а на поверхности пластины, обращенной к воздухозаборному устройству, электроплазмохимически образован слой, состоящий из оксида алюминия.
На фиг.1 приведена схема интегрального ракетно-прямоточного двигателя, на фиг.2 - вид А на фиг.1
Интегральный ракетно-прямоточный двигатель содержит газогенератор 1 с твердотопливным зарядом 2, воздухозаборное устройство 3, камеру сгорания 4 с теплозащитным покрытием 5 на ее внутренней поверхности и снабженную, по меньшей мере, одним патрубком 6, твердотопливный заряд 7, крышку 8, состоящую из корпуса 9, решетки 10 с продольными 11 и поперечными 12 ребрами и пластины 13 слоистой структуры.
Слоистая пластина выполнена из алюминиевого сплава, например из сплава АМц. На поверхность пластины, обращенной к воздухозаборному устройству, методом микродугового оксидирования (МДО) образован слой, состоящий из оксида алюминия. Микродуговое оксидирование - электроплазмохимический метод. Электроплазмохимические процессы, протекающие в микроразрядах при микродуговом оксидировании, приводят к образованию на поверхности керамикоподобного оксида алюминия (А1з0з). Микродуговое покрытие на алюминиевом сплаве имеет поверхностный слой с почти 100% концентрацией оксида алюминия и промежуточный слой на границе покрытие-металл, где происходит постепенный спад концентрации оксида и увеличение концентрации алюминия.
Толщина пластины составляет 0,5-1,0 мм, определяется временем горения твердотопливного заряда в камере сгорания и подбирается конкретно для определенного типа двигателя.
2
k
a
Процесс микродугового оксидирования проводится в постоянно перемешиваемом водном силикатно-щелочном электролите (1,5 г/л NaOH и 9 г/л жидкого стекла). Плотность тока составляет 10 А/дм, соотношение анодного и катодного токов I/I=1. Перед оксидированием пластину обезжиривают в теплом мыльном растворе и промывают в проточной воде. После обработки пластина промывается в проточной воде (1 час) и сушится не менее 30-40 мин. при температуре воздуха не выше 70°С. Процесс оксидирования проводят только на поверхности пластины, которая обращена к воздухозаборному устройству. Поверхность пластины, обращенная в полость камеры сгорания, защищается от контакта с электролитом и не подвергается оксидированию. Необходимую толщину слоя оксида алюминия регулируют продолжительностью процесса МДО. При толщине пластины 0,5 мм, оптимальной толщина слоя оксида алюминия должна быть не менее 200 мкм, при этом продолжительность обработки - 4,5 часа.
Интегральный ракетно-прямоточный двигатель работает следующим образом.
Пластина 13 размещается в корпусе 9 крышки 8,опираясь поверхностью со слоем оксида алюминия на решетку 10. Стык между пластиной и корпусом заливается герметиком. Решетка, состоит из продольных 11 и поперечных 12 ребер, образующих ячейки решетки. Крышка фиксируется в патрубке 6 прессовой посадкой, при этом непрооксидированная поверхность пластины находится заподлицо с теплозащитным покрытием 5 камеры сгорания 4.
При срабатывании воспламенительного устройства (на фиг.1 и 2 не показано) поджигается поверхность твердотопливного заряда 7 в камере сгорания и начинается работа двигателя в стартовом режиме. В конце работы двигателя в стартовом режиме поверхность горения твердотопливного заряда 7 достигает поверхности теплозащитного покрытия камеры сгорания и поверхности слоистой пластины. При контакте с высокотемпературными продуктами сгорания твердотопливного заряда (температура порядка 3000°К) происходит испарение алюминиевой основы слоистой пластины, а слой, состоящий из оксида алюминия, сохраняется.
При окончании работы двигателя в стартовом режиме происходит спад давления в камере сгорания, воздухозаборное устройство 3 освобождается от заглушек на входе (на фиг.1 и 2 не показаны). Под действием напора воздуха, поступающего через возухозаборное устройство поверхность пластины, обращенная к воздухозаборному устройству и состоящая из керамикоподобного оксида алюминия, разрушается на мелкие части, которые выбрасываются в камеру сгорания. Через решетку в камеру сгорания начинает поступать воздушный поток, и в это же время срабатывает воспламенительное устройство (на фиг.1 и 2 не показано) газогенератора 1, что приводит к воспламенению и горению твердотопливного заряда 2. Двигатель начинает работать в маршевом режиме. Продукты первичного горения, обогащенные горючими компонентами, поступают из газогенератора в камеру сгорания, где смешиваются с воздушным потоком и окончательно дожигаются.
Оптимальная толщина слоя оксида алюминия на пластине подбирается с целью уменьшения риска его «прожега» при контакте с высокотемпературными продуктами сгорания твердотопливного заряда и выброса высокотемпературных продуктов сгорания твердого топлива в воздухозаборное устройство. А также из условия необходимости разрушения слоя оксида алюминия под действием набегающего потока воздуха из воздухозаборного устройства в полость камеры сгорания.
Таким образом, применение в конструкции несбрасываемой крышки заявляемого интегрального ракетно-прямоточного двигателя слоистой пластины из алюминиевого сплава со слоем оксида алюминия оптимальной толщины, полученного методом МДО, позволяет повысить надежность конструкции несбрасываемой крышки и повысить надежность работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя в целом при переходе от стартового к маршевому режиму.