Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)



Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)
Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)
Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)
Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)

 


Владельцы патента RU 2412369:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке ракетных двигателей твердого топлива с вкладными бронированными зарядами. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, воспламенитель, размещенный в передней или в задней части двигателя, утопленный в корпус многосопловой блок и вкладной заряд твердого ракетного топлива, размещенный в корпусе и бронированный по боковой поверхности и торцу. Многосопловой блок размещен в передней или задней части двигателя. На заряд со стороны бронированного торца установлен плотно, с натягом чехол из упругоэластичного материала, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда, бронированным торцом заряда и днищем двигателя. Длина чехла составляет 0,1…1,0 длины забронированного участка боковой поверхности заряда. Изобретение позволяет снизить дымообразование и повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива с вкладным зарядом за счет исключения перетоков продуктов сгорания над бронированной поверхностью заряда. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с вкладным бронированным зарядом твердого ракетного топлива (ТРТ) и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении РДТТ.

Известны конструкции РДТТ с вкладными бронированными по наружной поверхности зарядами ТРТ по патентам: RU 2259495, RU 2164616, RU 2079689, RU 2282741, RU 2305201, RU 2233991, RU 2179989, US 3564845.

Общей технической проблемой при реализации известных конструкций такого класса является сложность исключения при работе РДТТ перетоков высокотемпературных газообразных продуктов сгорания (ПС) в камере сгорания (КС) над бронированной наружной поверхностью заряда. Как правило, в таких конструкциях РДТТ с целью исключения перетоков ПС организуют застойную зону (Фиг.1), например, путем выполнения кольцевого уступа на бронепокрытии (11) боковой поверхности заряда (6) с установкой между уступом и диафрагмой (5) опорной поверхности КС эластичной уплотнительной прокладки (8). Исключение перетоков ПС в этом случае обеспечивается как за счет прямого механического поджатия заряда пружиной (4) к уплотнительной прокладке (8), так и за счет осевого перепада давления в КС (Δp=p12), где p1 - давление в головной части двигателя, р2 - давление в предсопловом объеме. Это позволяет исключить прогар бронепокрытия и аномальное (нерасчетное) горение заряда и функционирование РДТТ.

Близким аналогом и достаточно эффективной из известных конструкций РДТТ рассматриваемого типа является конструкция заряда для РД по пат. RU 2305201, МПК F02K 9/22, заявка RU 2005139878 от 20.12.2005 г., предусматривающая (Фиг.2) прочное скрепление бронированного по наружной поверхности заряда (6) ТРТ с задним днищем (9) с использованием (12) жидковязкого полимеризующегося состава (ЖВПС) с монолитным заполнением последним бокового зазора между корпусом и наружной поверхностью заряда и с исключением адгезии полимеризующегося состава к наружной поверхности заряда. Такая конструкция позволяет, с одной стороны, обеспечить надежную фиксацию заряда в КС, с другой стороны, обеспечить разгрузку соплового торца заряда от воздействия сжимающих напряжений, а за счет заполнения бокового зазора ЖВПС между зарядом и стенкой камеры сгорания ГГ (РДТТ) практически исключить воздействие высокотемпературных продуктов сгорания ТРТ на боковое (11) бронепокрытие заряда. Это, в свою очередь, позволяет обеспечить эффективность и надежность работы как заряда, так и РДТТ. Однако существенными недостатками указанной конструкции являются низкая технологичность и сложность ее реализации при вклейке заряда ТРТ в корпус, обусловленные как существенными трудовыми, так и энергетическими и временными затратами при осуществлении полимеризации ЖВПС. А также повышенное дымообразование при работе РДТТ, обусловленное активным термическим разложением как бронепокрытия заряда, так и заполняющего зазор состава (ЖВПС).

Известна также конструкция РДТТ по пат. RU 2079689 С1 (заявка 94004166 от 02.08.1994, МПК F02K 9/08) по основным сходным признакам с патентуемой конструкцией и принятая авторами за прототип. Основной недостаток прототипа - отсутствие дополнительной термозащиты бронепокрытия, что не позволяет гарантированно обеспечить работоспособность заряда, в т.ч. по требуемому уровню дымообразования.

Технической задачей изобретения является разработка конструкции РДТТ с торцевым или канально-торцевым бронированным по боковой поверхности зарядом ТРТ, обеспечивающим надежность работы РДТТ, за счет исключения перетоков ПС над бронированной поверхностью заряда с обеспечением низкого уровня дымообразования при работе ракетного двигателя.

Технический результат изобретения заключается в выполнении РДТТ с утопленным в корпус двигателя многосопловым блоком и размещенными в корпусе двигателя воспламенителем и вкладным зарядом ТРТ канально-торцевого горения, бронированного по боковой поверхности и заднему торцу. При этом многосопловой блок (10) двигателя и воспламенитель (2) заряда установлены в передней части двигателя (Фиг.3), а со стороны заднего торца на заряд установлен чехол (14) из упругоэластичного материала плотно, с натягом, контактирующий с боковым бронепокрытием (11) заряда и его задней бронированной поверхностью и задним торцом. При этом заряд выполнен из баллиститного либо смесевого твердого ракетного топлива, бронепокрытие (11) - из термопластичного бронематериала на основе ацетилцеллюлозы либо на основе акрилатных, полиуретановых композиций, а чехол (14) - из упругоэластичного материала, например из резины ИРП 3010. При этом воспламенитель может быть установлен не в передней, а задней части двигателя.

Технический результат также заключается в выполнении РДТТ с многосопловым блоком и воспламенителем в задней части двигателя (Фиг.4). При этом в корпусе РДТТ размещен вкладной заряд ТРТ торцевого или канально-торцевого горения, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, а со стороны переднего торца на заряд установлен чехол из упругоэластичного материала плотно, с натягом, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда и его передним бронированным торцом и передним днищем двигателя. При этом заряд выполнен из баллиститного либо смесевого твердого ракетного топлива, бронепокрытие - из термопластичного бронематериала на основе ацетилцеллюлозы либо на основе акрилатных, полиуретановых композиций, а чехол (14) из упругоэластичного материала, например резины ИПР 3010.

Для патентуемых конструктивных вариантов РДТТ длину чехла по боковой поверхности заряда выполняют в пределах (0,1…1,0)Lбр, где Lбp - длина забронированного участка по боковой поверхности заряда.

Патентуемое изобретение поясняется на фигурах.

Фиг.1. Конструкция РДТТ с застойной зоной у соплового торца заряда.

Фиг.2. Конструкция прототипа (пат. RU 2305201).

Фиг.3. Патентуемая конструкция РДТТ с "утопленным" многосопловым блоком и воспламенителем в передней части двигателя.

Фиг.4. Патентуемая конструкция РДТТ с "утопленным" многосопловым блоком и воспламенителем в задней части двигателя.

На Фиг.1, Фиг.2, Фиг.3, Фиг.4 обозначены:

1 - переднее днище двигателя

2 - воспламенитель

3 - рассекатель

4 - пружина

5 - диафрагма

6 - заряд ТРТ

7 - корпус камеры сгорания РДТТ

8 - уплотнительная прокладка

9 - заднее днище двигателя

10 - сопловой блок

11 - бронепокрытие заряда ТРТ

12 - ЖВПС

13 - сопловая заглушка

14 - упругоэластичный чехол.

Сущность изобретения заключается в оснащении бронированного по боковой поверхности и торцу заряда (торцевого либо канально-торцевого горения) дополнительным термозащитным покрытием в виде чехла из упругоэластичного материала, плотно, с натягом, установленного на торцевую и боковую поверхности заряда. За счет плотного контакта чехла с бронепокрытием заряда удается обеспечить дополнительную термозащиту (бронезащиту) заряда, уменьшить воздействие высокотемпературных ПС твердого ракетного топлива на бронепокрытие заряда со стороны его наружной поверхности. В патентуемом изобретении в основном обеспечивается положительный эффект изобретений по пат. RU 2305201 (аналог) и пат. RU 2079689 (прототип). Однако реализация конструкции аналога сопровождается сложным технологическим процессом, включающим приготовление жидковязкого полимеризирующегося состава (ЖВПС), дозирование его в корпус двигателя, погружение заряда в корпус с осуществлением его центрирования, с предварительным нанесением на боковую бронированную поверхность заряда антиадгезионного подслоя и последующую полимеризацию скрепляющего состава при повышенной температуре, а в конструкции прототипа отсутствует внешняя дополнительная термозащита бронепокрытия. В патентуемой конструкции исключены указанные недостатки аналога и прототипа с обеспечением положительного эффекта - повышение надежности работы РДТТ с бронированным по боковой поверхности зарядом с обеспечением низкого дымообразования РДТТ, что весьма существенно при использовании последних в составе управляемых ракет, наводимых на цель по оптической линии визирования. Использование упругоэластичного чехла позволяет также за счет подбора толщины его торцевого участка компенсировать свободный (сборочный) осевой зазор при снаряжении зарядом корпуса РДТТ, что позволяет ограничить перемещение заряда в корпусе (РДТТ), снижает контактные напряжения на опорном торце заряда и способствует повышению эксплуатационной надежности заряда.

В патентуемой конструкции РДТТ (Фиг.3, Фиг.4) при срабатывании воспламенителя (2) в герметичной КС с сопловыми заглушками (13), вскрывающимися при нормированном давлении в КС (как правило, 30…50 кгс/см2), за счет волны давления от ПС воспламенительного состава, заряд плотно через упругоэластичный чехол (14) поджимается торцевой бронированной поверхностью к переднему (1) либо заднему днищу (9) РДТТ. Это исключает перетоки ПС после воспламенения ТРТ заряда над бронированными поверхностями. Последнее обеспечивает повышение надежности работы РДТТ и его низкое дымообразование. Указанный эффект экспериментально подтвержден при огневых стендовых испытаниях вариантов патентуемых конструкций РДТТ с замером параметров дымообразования в соответствии с пат. RU 2233991. Уменьшение дымообразования достигается за счет снижения термически разлагаемой массы бронепокрытия в процессе работы РДТТ, за счет дополнительной тепловой защиты бронепокрытия боковой поверхности заряда.

Выполнение длины чехла не менее 0,1Lбр обеспечивает эффективное уплотнение по торцу заряда, что гарантирует исключение перетоков газообразных ПС над боковой поверхностью заряда. Верхний предел по длине чехла обеспечивает надежную термозащиту бокового бронепокрытия с низкой термостойкостью (например, на основе ацетилцеллюлозы, патент RU 2179989). Промежуточные значения Lбp могут быть применены для бронепокрытий со сравнительно высокой термостойкостью, например, на основе наполненных бездымными добавками (гидразадикарбонамид и др. акрилатных соединений).

В основу патентуемого технического решения заложены следующие предложения:

1. Заряды ТРТ выполнены вкладными (не скрепленными с корпусом РДТТ), с возможностью свободного (но ограниченного габаритными размерами КС) перемещения внутри корпуса РДТТ.

2. Заряды ТРТ выполнены малогабаритными (проверенный диапазон: длина - до 0,5 м, калибр - до 0,15 м, масса от 0,5 до 8,0 кг).

3. Воспламенитель заряда выполняется с массой навески (mв), достаточной для эффективного воспламенения заряда и создания волны давления для перемещения заряда к днищу двигателя и плотного поджатия к нему через чехол из упругоэластичного материала (mв=1,0…8,0 г дымного ружейного пороха).

4. Заряды выполнены бронированными по торцу и боковой поверхности.

5. На заряд плотно, с натягом установлен чехол из упругоэластичного материала.

РДТТ работает следующим образом (Фиг.3, Фиг.4). После подачи импульса на пиропатрон срабатывает воспламенитель (2). За счет волны давления от продуктов сгорания (ПС) воспламенителя заряд (6) ТРТ перемещается к переднему (1) либо заднему (9) днищу и плотно поджимается к нему через упругоэластичный чехол (14). ПС воспламенителя воспламеняют небронированные поверхности заряда ТРТ. Образующиеся продукты сгорания ТРТ заряда, истекая через сопловой блок РДТТ, обеспечивают тягу (R) двигателя. При этом во всех конструктивных вариантах патентуемого РДТТ обеспечивается поджатие бронированного торца заряда (с установленным на нем чехлом (14) (из упругоэластичного материала) к переднему (1) либо заднему (9) днищам двигателя, что обеспечивает закономерное горение ТРТ заряда по эквидистантным поверхностям с исключением прогара бронепокрытия (11) и уменьшенным его термическим разложением (дымообразованием) в целом.

Положительный эффект изобретения подтвержден при реализации конкретных конструкций РДТТ, а именно:

1. В конструкции РДТТ с утопленным сопловым блоком в задней части двигателя с использованием малогабаритного бронированного по наружной поверхности и переднему торцу заряда из медленно- и среднегорящих баллиститных ТРТ со скоростью горения при Рк=40кг/см2 от 2,5 до 12 мм/с при температуре (Т) 20°С (Рк - давление в КС РДТТ).

2. В конструкции РДТТ с утопленным сопловым блоком в задней части двигателя с использованием заряда из быстрогорящего баллиститного ТРТ, бронированного по боковой поверхности и переднему торцу массой 5…8 кг. ТРТ имело скорость горения (U) при Рк=100 кгс/см2, Т=20°С, U=18…24 мм/с.

3. В конструкции РДТТ с утопленным сопловым блоком в передней части двигателя с канальным зарядом из медленногорящего баллиститного ТРТ, бронированного по боковой поверхности и заднему торцу массой 1,5…2,0 кг со скоростью горения топлива при Рк=40 кгс/см2, Т=20°С, U=2,8-3,5 мм/с.

4. В конструкции РДТТ с утопленным сопловым блоком РДТТ в передней части двигателя и воспламенителем, размещенным в передней части двигателя с канальным зарядом, бронированным по боковой поверхности, заднему торцу и каналу. При этом ТРТ заряда имело скорость горения 18…24 мм/с при Рк=100 кгс/см2, Т=20°С.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, воспламенитель, утопленный в корпус многосопловой блок, размещенный в передней части двигателя, и вкладной заряд твердого ракетного топлива канально-торцевого горения, размещенный в корпусе и бронированный по боковой поверхности и заднему торцу, отличающийся тем, что воспламенитель размещен в передней или задней части двигателя, а на заряд со стороны заднего бронированного торца установлен плотно с натягом чехол из упругоэластичного материала, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда, задним бронированным торцом заряда и задним днищем двигателя, при этом длина чехла составляет (0,1…1,0)Lбр, где Lбр - длина забронированного участка боковой поверхности заряда.

2. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, воспламенитель, размещенный со стороны задней части двигателя, утопленный в корпус многосопловой блок и размещенный в корпусе вкладной заряд твердого ракетного топлива, бронированный по боковой поверхности и торцу, отличающийся тем, что заряд твердого ракетного топлива бронирован по переднему торцу и представляет собой заряд торцевого или канально-торцевого горения, многосопловой блок размещен со стороны задней части двигателя, а на заряд со стороны переднего бронированного торца установлен плотно с натягом чехол из упругоэластичного материала, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда, передним бронированным торцом заряда и передним днищем двигателя, при этом длина чехла составляет (0,1…1,0)Lбр, где Lбp - длина забронированного участка боковой поверхности заряда.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области стартовых ракетных двигателей на твердом топливе, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива с прочно скрепленным зарядом смесевого твердого топлива, например, в маршевых двигателях крылатых ракет малого радиуса действия.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к военной технике, и в частности к ракетным двигателям (РД) с зарядами из смесевых твердых топлив (СТТ), прочноскрепленных с корпусом РД с помощью защитно-крепящих слоев (ЗКС).

Изобретение относится к военной технике и, в частности, к ракетным двигателям (РД) с зарядами из смесевых твердых топлив, прочно скрепленными со стенками корпуса РД с помощью защитно-крепящего слоя (ЗКС).

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в разработках ракетных двигателей управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетным системам различного назначения и может найти применение при проектировании и отработке ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) и вкладных зарядов к ним, в частности для вращающихся в полете ракетных снарядов с двигателями, имеющими утопленные внутрь камеры сгорания сопла.

Изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенства конструкций ракетных двигателей, надежности и безопасности их работы.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям и может быть использовано при создании систем дальнобойных баллистических ракет и реактивных снарядов различных систем.

Изобретение относится к двигателестроению и направлено на повышение эффективности двигателей за счет снижения массы, нагрузок, увеличения ресурсов в импульсном режиме работы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты содержит корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, имеющими разные диаметры критических сечений, а также воспламенители с пиротехническим составом, снабженные пиропатроном. Каждый из воспламенителей установлен в одном из предсопловых объемов, размещенных с каждой стороны от опорных решеток заряда. Масса пиротехнического состава воспламенителя со стороны сопла с меньшим диаметром критического сечения больше массы пиротехнического состава противоположного воспламенителя и/или пиротехнические составы воспламенителей имеют разную энергетическую способность. Энергетическая способность пиротехнического состава со стороны сопла с меньшим критическим сечением больше, чем у противоположного. Изобретение позволяет уменьшить возмущения ракеты и отделяемого объекта в начальный момент движения последнего. 1 ил.
Наверх