Заряд ракетного твердого топлива

Авторы патента:

 


Владельцы патента RU 2413861:

Федеральное казенное предприятие "Комбинат "Каменский" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетного двигателя твердого топлива, и предназначено для использования в зарядах с высокими энергетическими характеристиками, в том числе для ракет систем залпового огня. Заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, осевой канал с коническим участком в сопловой части заряда, консольный участок в донной части заряда, защитно-крепящий слой и торцевые манжеты. Между коническим участком и сопловым торцом заряда выполнен цилиндрический участок длиной 0,05…0,15 диаметра канала заряда на сопловом торце. Донный торец заряда выполнен в виде вогнутой сферической поверхности с радиусом, равным 1…2 наружного диаметра донного торца заряда. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования заряда с высоким объемным заполнением. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) и предназначено для использования в зарядах ракетных двигателей твердого топлива с высокими энергетическими характеристиками, в том числе для ракет систем залпового огня.

Основным направлением повышения энергетических характеристик РДТТ является применение скрепленных зарядов из высокоэнергетических топлив.

Известен скрепленный заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, осевой канал с коническим участком у соплового торца заряда (см. патент РФ №2152529), принятый за аналог. Наличие конического участка позволило повысить технологичность и качество изготовления заряда.

Задачей данного технического решения явилось создание заряда с высоким коэффициентом объемного заполнения.

Общими признаками с предлагаемым зарядом является наличие корпуса, торцевых манжет, защитно-крепящего слоя, осевого канала с коническим участком у соплового торца.

Однако требование дальнейшего повышения энергетических характеристик зарядов привело к необходимости дальнейшего увеличения коэффициента объемного заполнения, в том числе за счет заполнения донного объема ракетного двигателя твердого топлива.

Наиболее близким по технической сути и достигнутому результату является заряд по патенту РФ №2220311, МПК F02K 9/18, опубл. 27.12.2003, принятый за прототип. Он содержит корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, осевой канал с коническим участком у соплового торца заряда и консольный участок, занимающий донный объем.

Принятый за прототип заряд функционирует следующим образом. После зажжения заряд горит по наружной поверхности консольного участка, донному торцу, осевому каналу и сопловому торцу, что обеспечивает необходимый уровень давления и энергетические характеристики. Однако при создании зарядов данной конструкции из современных топлив были выявлены существенные недостатки. Так, при применении зарядов из высокоэнергетических топлив было установлено наличие при работе РДТТ высокочастотных неустойчивых акустических колебаний, приводящих к аномальному росту давления и разрушению ракетного двигателя. Причина колебательных процессов связана с взаимодействием газовой струи, вытекающей из канала заряда с высокой скоростью и высокой кинетической энергией (что характерно для зарядов с высокой плотностью заполнения) с внутренней поверхностью соплового блока под углом, близким к 90 градусам, а также усилением акустических колебаний в донном объеме при отражении акустических волн от горящей поверхности донного торца заряда, перпендикулярной оси снаряда.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции заряда с повышенной плотностью заполнения.

Общими признаками с предлагаемым авторами устройством является наличие в заряде корпуса, торцевых манжет, защитно-крепящего слоя, осевого канала с коническим участком у соплового торца заряда и консольного участка, занимающего донный объем.

В отличие от прототипа в предлагаемом заряде между коническим участком и сопловым торцом заряда выполнен цилиндрический участок длиной 0,05…0,15 диаметра канала заряда на сопловом торце, а донный торец заряда выполнен в виде вогнутой сферической поверхности с радиусом, равным 1...2 наружного диаметра донного торца заряда.

Именно это позволяет сделать вывод о наличие причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения явилось повышение надежности функционирования заряда с высоким объемным заполнением.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном заряде, содержащем корпус, осевой канал с коническим участком в сопловой части заряда, консольный участок в донной части заряда, защитно-крепящий слой и торцевые манжеты, особенность заключается в том, что между коническим участком и сопловым торцом заряда выполнен цилиндрический участок длиной 0,05…0,15 диаметра канала заряда на сопловом торце, а донный торец заряда выполнен в виде вогнутой сферической поверхности с радиусом, равным 1…2 наружного диаметра донного торца заряда.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связи между ними позволяет, в частности, за счет:

- выполнения между коническим участком и сопловым торцом заряда цилиндрического участка длиной 0,05…0,15 диаметра канала заряда на сопловом торце обеспечить параллельность вектора скорости газовой струи, истекающей из канала заряда, и оси заряда и ракетного двигателя. При этом резко снижается угол взаимодействия газовой струи с сопловым блоком, а следовательно, и энергия акустических колебаний. При уменьшении указанного угла менее 0,05 диаметра канала заряда на сопловом торце в виду малой протяженности цилиндрического участка не обеспечивается изменение траектории частиц газового потока, угол взаимодействия газовой струи с поверхностью соплового блока остается близким к 90 градусам, вследствие чего не достигается снижение уровня акустических колебаний. При увеличении длины цилиндрического участка свыше 0,15 диаметра канала заряда на сопловом торце нерационально уменьшается масса заряда;

- выполнения донного торца заряда в виде вогнутой сферической поверхности с радиусом, равным 1…2 наружного диаметра донного торца заряда, обеспечить эффективное гашение акустических колебаний за счет отражения акустических волн от участков сферической поверхности под различными углами, соответствующими углам наклона элементарных площадок сферической поверхности, и взаимодействия отраженных волн. При увеличении радиуса вогнутой сферической поверхности свыше 2 наружных диаметров торца заряда эффект снижения интенсивности акустических колебаний резко уменьшается. Уменьшение радиуса менее 1 наружного диаметра торца заряда нерационально, так как ведет к уменьшению массы заряда.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, а следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».

Сущность изобретения заключается в том, что в заряде ракетного топлива, содержащем корпус, осевой канал с коническим участком в сопловой части заряда, консольный участок в донной части заряда, защитно-крепящий слой и торцевые манжеты, согласно изобретению между коническим участком и сопловым торцом заряда выполнен цилиндрический участок длиной 0,05…0,15 диаметра канала заряда на сопловом торце, а донный торец заряда выполнен в виде вогнутой сферической поверхности с радиусом, равным 1…2 наружного диаметра донного торца заряда.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен предложенный заряд с частичным вырезом.

Предложенный заряд содержит корпус 1, торцевые манжеты 2, защитно-крепящий слой 3, заряд 4 с коническим участком 5, цилиндрическим участком 6, с сопловым торцом 7, с консольным участком 8 и донным торцом 9. Между коническим участком 5 и сопловым торцом заряда 7 выполнен цилиндрический участок 6 длиной (L) 0,05…0,15 диаметра канала заряда 4 на сопловом торце (Dj), а донный торец заряда выполнен в виде вогнутой сферической поверхности с радиусом (R), равным 1…2 наружного диаметра донного торца заряда (D2).

Предложенный заряд функционирует следующим образом. После зажжения заряда 4 продукты сгорания, оттекающие от наружной поверхности консольного участка 8 и донного торца заряда 7, поступают во входной участок канала заряда 4 и движутся по коническому участку 5, цилиндрическому участку 6 и истекают из канала заряда 4. За счет предложенного выполнения между коническим участком 5 и сопловым торцом 7 цилиндрического участка 6 обеспечивается движение газового потока вдоль оси заряда 4 и ракетного двигателя, чем достигается значительное уменьшение угла соударения газовой струи с внутренней поверхностью сопла, а следовательно, и резкое уменьшение интенсивности акустических колебаний, чем исключается нерасчетный подъем давления. За счет предложенного выполнения донного торца заряда 9 обеспечивается отражение акустических волн под различными углами от горящей поверхности донного торца 6, что вызывает разрушение устойчивых акустических волн у донного торца заряда 9, гашение упорядоченных акустических колебаний, чем также исключается нерасчетный подъем давления.

Выполнение заряда в соответствии с изобретением позволило повысить надежность функционирования заряда с высоким объемным заполнением.

Изобретение может быть использовано при разработке зарядов РДТТ с высокими энергетическими характеристиками, в том числе для ракет систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями зарядов, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены государственные испытания, намечено серийное производство.

Заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, осевой канал с коническим участком в сопловой части заряда, консольный участок в донной части заряда, защитно-крепящий слой и торцевые манжеты, отличающийся тем, что между коническим участком и сопловым торцом заряда выполнен цилиндрический участок длиной 0,05…0,15 диаметра канала заряда на сопловом торце, а донный торец заряда выполнен в виде вогнутой сферической поверхности с радиусом, равным 1…2 наружного диаметра донного торца заряда.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива и к зарядам твердого ракетного топлива различного назначения. .

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования преимущественно в газогенераторах и ракетных двигателях, снаряженных зарядами твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при проектировании и отработке зарядов для ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении вкладного заряда твердого ракетного топлива (ТРТ) и ракетного двигателя

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно для авиационных штурмовых ракет

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к заряду твердого ракетного топлива для сбрасываемого стартового двигателя, располагаемого внутри камеры сгорания маршевого ракетно-прямоточного двигателя

Твердотопливный заряд ракетного двигателя авиационной ракеты включает канальную шашку, обеспечивает форсированную тягу при стартовом режиме, последующий спад и прогрессивное нарастание тяги на маршевом режиме. Заряд выполнен из смесевого твердого топлива и прочно скреплен с корпусом ракетного двигателя. По периметру канала заряда выполнены шлицы трапецеидального профиля, средняя ширина которых определяется соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Глубина шлицев составляет 1,0-2,5 средней ширины, а радиусы скругления профиля шлицев составляют 1-2 мм у вершины и 1,5-4 мм у основания. Другое изобретение группы относится к устройству для группового формования твердотопливных зарядов ракетных двигателей, содержащему кассету с несколькими вертикально заполняемыми пресс-формами и отсекателями, массопровод с распределителем подачи топливного состава к пресс-формам, механизм поджима нижних крышек пресс-форм к распределителю и управления отсекателями, скрепленными с подвижной траверсой кассеты. Пресс-формы выполнены в виде корпусов ракетных двигателей с верхними и нижними крышками. Нижние крышки корпусов контактируют с общей опорной плоскостью плиты кассеты и, через эластичные втулки, закрепленные в горловинах нижних крышек, контактируют с общей опорной плоскостью плиты распределителя. Плита распределителя имеет соосные с крышками отверстия для подачи топливного состава. Стравливающее воздух устройство в каждой верхней крышке корпуса выполнено в виде эластичной манжеты, перекрывающей каналы для выхода воздуха. Группа изобретений позволяет снизить влияние на авиационный двигатель факела истекающих струй ракетного двигателя, стартующих из-под фюзеляжа самолета ракет, а также повысить производительность формования зарядов. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и шашку ракетного топлива с продольным каналом. В топливной шашке - закрытополостные радиальные щелевые пустоты. Соотношение компонентов топлива ракетного двигателя: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31, или алюмогидрида лития - 20,40%, динитрамида аммония - 53,33%, декаборана - 26,27%. Изобретение позволяет при работе ракетного двигателя увеличивать газопроизводительность шашки по мере ее выгорания. 3 ил.
Наверх