РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ПАСТООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ

Полезная модель относится к ракетной технике, а именно, к ракетным двигателям на пастообразном топливе.
Известно устройство ракетного двигателя на пастообразном топливе, состоящего в общем виде из корпуса, выполненного из металлических или композиционных материалов, передней крышки, заднего днища с сопловым блоком и сопловой заглушкой и расположенного внутри корпуса заряда пастообразного топлива, для инициирования которого имеется воспламенительное устройство.
В процессе изготовления, после заливки пастообразного топлива в корпус двигателя, его загущения и усадки, а также в процессе эксплуатации, вследствие разности значений тепловых коэффициентов расширения материалов конструкции корпуса и пастообразного топлива, в заряде образуются пустоты, которые приводят при работе ракетного двигателя к увеличению поверхности горения топлива и нерасчетному увеличению давления в камере сгорания, и как следствие - к взрыву. Для предотвращения этого явления в конструкции ракетных двигателей на пастообразном топливе должна быть предусмотрена компенсация тепловых усадок (КТУ) топливного заряда. Устройства, обеспечивающие КТУ, должны ликвидировать пустоты, образующиеся в массе пастообразного топливного заряда и компенсировать его термическую усадку.
Известен ракетный двигатель, в котором КТУ заряда обеспечивается поджатием винтовой пружиной, опирающейся с одной стороны в переднюю крышку корпуса, а с другой - через опорную пластину на пороховой заряд. (К.У. Бессерер. Инженерный справочник по управляемым снарядам. Воениздат Министерства обороны СССР, 1962 г., с. 543). Недостатком данной конструкции обеспечения КТУ заряда является увеличенный внутренний объем камеры сгорания для размещения винтовой пружины и низкая надежность после длительного хранения вследствие того, что свойства механической прочности и упругости этой пружины со временем снижаются и не обеспечивают должного поджатия порохового заряда.
Ближайшим техническим решением обеспечения КТУ является ракетный двигатель на пастообразном топливе, имеющий механизм поджатия заряда топлива, выполненный в виде поршня, установленного в корпусе двигателя со стороны соплового блока, и источника газа, выполненного в виде пиропатрона с баллоном, размещенного снаружи на задней крышке корпуса и сообщающегося с полостью между поршнем и сопловой заглушкой (патент РФ №2418971, МПК F02K 9/70, опубликован 20.01.2011 г.). Данный ракетный двигатель принят за прототип.
Недостатками прототипа является увеличенная масса вследствие наличия дополнительных элементов и не высокая надежность работы всей системы из-за вероятности того, что образовавшиеся ранее большие пустоты могут не успеть за положенное время раствориться в заряде топлива из-за относительно высокой его сжимаемости.
Предлагаемая полезная модель предназначена для устранения вышеупомянутых недостатков, упрощения конструкции, снижения массовых характеристик и повышения надежности работы двигателя.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе на пастообразном топливе, содержащем корпус двигателя, переднюю крышку, заряд пастообразного топлива и заднюю крышку с соплом и сопловой заглушкой, между зарядом и задней крышкой установлен цельный и легкосгораемый поджимающий поршень с герметизирующими кольцами на его боковой поверхности и воспламенительным устройством на торце, при этом поджимающий поршень имеет выпуклую форму со сводом, обращенным в сторону сопла, на задней крышке имеется штуцер-клапан, а полость между поджимающим поршнем и сопловой заглушкой двигателя (сопловая полость) содержит газ под давлением, обеспечивающим сдавливание заряда пастообразного топлива поджимающим поршнем.
В дальнейшем полезная модель поясняется описанием и схематическим чертежом, приведенным на фиг. 1.
Ракетный двигатель на пастообразном топливе содержит корпус двигателя 1, переднюю крышку 2, заряд пастообразного топлива 3, поджимающий поршень 4 с герметизирующими кольцами 5 на его боковой поверхности и воспламенительным устройством 6 на торце, заднюю крышку 7 с соплом 8, сопловой заглушкой 9 и штуцер-клапаном 10. Поджимающий поршень 4 имеет выпуклую форму со сводом, обращенным в сторону сопла. Штуцер-клапан 10 имеет открытое положение при закачке газа в сопловую полость и закрытое положение в обратном направлении.
Ракетный двигатель на пастообразном топливе работает следующим образом: при сборке двигателя в его корпусе 1 размещается поджимающий поршень 4, герметизация которого по внутренней поверхности корпуса осуществляется за счет герметизирующих колец 5, с установленным на нем воспламенительным устройством 6. Затем монтируется задняя крышка 7 с соплом 8, сопловой заглушкой 9 и штуцер-клапаном 10. Через переднее отверстие вертикально установленный двигатель заполняется пастообразным топливом, и производится его виброутряска, после чего корпус 1 закрывается передней крышкой 2. Затем через штуцер-клапан 10 из внешнего баллона (на схеме не показан) в сопловую полость подается газ под давлением 0,2-0,25 Мпа, который через поджимающий поршень сдавливает заряд. После заполнения и сборки двигателя заряд пастообразного топлива 3 постепенно загущается и происходит его объемная усадка. В дальнейшем, при хранении ракетного двигателя и перепадах температуры, поджимающий поршень 4 под давлением закаченного в сопловую полость газа, постоянно сдавливая его, не дает образовываться пустотам в заряде и за счет своего продольного перемещения компенсирует температурное изменение объема заряда. Исключение утечки газа и поддержание постоянного давления в сопловой полости обеспечивается герметизирующими кольцами 5 и штуцер-клапаном 10.
При запуске двигателя воспламенительное устройство 6, установленное на поджимающем поршне 4, прожигает его и беспрепятственно поджигает заряд топлива. Двигатель начинает работать, при этом продукты сгорания топлива под давлением поступают в сопловую полость, выбивают сопловую заглушку 9 и выходят через сопло 8 наружу, создавая реактивную тягу. Побочным положительным эффектом нахождения заряда пастообразного топлива под предварительным давлением является уменьшение времени на 20-25% выхода двигателя на стабильный режим работы.
Проведенные теоретические расчеты ракетного двигателя с предлагаемой системой КТУ показали эффективность предлагаемого технического решения по компенсации температурных изменений объема заряда пастообразного топлива.