Твердотопливный заряд для ракетного двигателя



Твердотопливный заряд для ракетного двигателя
Твердотопливный заряд для ракетного двигателя
Твердотопливный заряд для ракетного двигателя
Твердотопливный заряд для ракетного двигателя
Твердотопливный заряд для ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2415288:

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

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ракетного двигателя твердого ракетного топлива. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива, с центральным сквозным каналом, с бронированным передним торцем и частично забронированной боковой наружной поверхностью, в виде чередующихся продольных полос, примыкающих к бронепокрытию переднего торца и скрепленных между собой круговыми бронирующими полосами. При этом ширина полос составляет не более 0,2 толщины горящего свода заряда, а общая площадь бронирующих полос соответствует соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность работы ракетного двигателя за счет исключения выброса частиц бронепокрытия из камеры сгорания ракетного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении зарядов из твердого ракетного топлива (ТРТ) к ракетным двигателям (РД), предпочтительно в составе авиационных ракет, установленных под крылом (фюзеляжем) самолета носителя.

Известны конструкции-аналоги зарядов ТРТ и РД для авиационных ракет по патентам: RU 2298109 С2, 27.04.2007; US 3017744 А, 23.01.1962; FR 2380529 A1, 08.09.1978; RU2133368 C1, 20.07.1999; RU 2164616 C1, 27.03.2001, GB 963490 A, 08.07.1964; RU 2355906, 20.05.2009.

Особенностью указанных конструкций является максимальное предотвращение вылета остатков (фрагментов) заряда из сопла ракетного двигателя, т.к. вылет частиц заряда представляет опасность для работы авиационного двигателя (АД). Засасывание ненормированных частиц заряда в воздухозаборник АД может привести к недопустимым повреждениям (разрушению) лопаток газотурбинных колес воздушного компрессора АД (аварийной ситуации).

В качестве аналога для патентуемого изобретения принято техническое решение по патенту RU 2355906. По патенту-аналогу конструктивными мероприятиями ограничен выброс остатков заряда, что исключает аварийные ситуации при пусках ракет. Однако недостатком аналога является допустимость фактического воздействия нормированных остатков топливного заряда в виде частиц массой не более 1,5 г на лопатки входных колес компрессора АД, что снижает эксплуатационную надежность АД за счет накопленной повреждаемости лопаток.

За прототип патентуемого изобретения принято изобретение по пат. RU 2298109. Конструкция заряда-прототипа (Фиг.1) выполнена в виде твердотопливной шашки (1) с центральным сквозным каналом, бронированным передним торцом (5) и частично забронированной боковой поверхностью в виде чередующихся продольных бронирующих полос (4) вдоль боковой поверхности (3) малой ширины (не более 0,2е).

Конструкция прототипа, при соблюдении условия:

Sпол≥Sопор·Fсв, где

Sпол - суммарная площадь бронирующих полос;

So - площадь горения заряда без бронирующих полос;

χпор - пороговое значение параметра проф. Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива;

Fсв - площадь свободного прохода газов у соплового торца,

позволяет обеспечить пониженное значение максимального давления (Рмах) в камере сгорания (КС) РД, за счет снижения эрозионного эффекта в начальный период горения заряда, с практическим исключением дегрессивного остатка топлива в конце работы РД. При этом в конструкции заряда-прототипа, при использовании в составе авиационных ракет, предусмотрены мероприятия по обеспечению безопасности и эксплуатационной надежности АД - путем скрепления продольных бронирующих полос (4) с бронепокрытием переднего торца (5) заряда, что частично предотвращает вылет полос или их фрагментов из КС. Однако такое техническое решение приемлемо только для зарядов со сравнительно невысокими газодинамическими нагрузками в КС ракетного двигателя. Для зарядов большого удлинения, в силу высоких газодинамических нагрузок (осевой и радиальный перепады давления в КС) и полетных осевых и боковых перегрузок, воздействующих на заряд и его элементы при боевом применении, не исключается разрушение и выброс раскрепленных с телом частично выгоревшей (6) продольных бронирующих полос (4), либо их существенных фрагментов, из КС ракетного двигателя (Фиг.2). Нормирование массы выбрасываемых остатков продольных бронеполос (пат. RU 2355906 - аналог), за счет реализации прерывистости полос, лишь частично решает указанную проблему.

Технической задачей патентуемого изобретения является создание конструкции заряда ТРТ для РД авиационной ракеты, обеспечивающей высокую эксплуатационную надежность АД и безопасность боевого применения ракет для самолета-носителя.

Технический результат изобретения заключается в выполнении твердотопливного заряда (Фиг.3) для ракетного двигателя в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом, с бронированным передним торцом и частично забронированной боковой наружной поверхностью, в виде чередующихся продольных полос вдоль боковой поверхности шашки, примыкающих к бронепокрытию переднего торца, длиной 0,1…1,0 длины заряда и шириной не более 0,2е, где е - толщина горящего свода заряда. При этом продольные бронирующие полосы скреплены между собой равномерно чередующимися круговыми бронирующими полосами по периметру боковой поверхности шашки шириной не более 0,2е. Круговые бронирующие полосы выполнены из того же бронематериала, что и продольные бронирующие полосы, а суммарная площадь круговых и продольных бронирующих полос соответствует соотношению:

Sпол≥Soпор·Fсв, где

Sпол - суммарная площадь бронирующих полос;

So - площадь горения заряда без бронирующих полос;

χпор - пороговое значение параметра проф. Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива;

Fсв - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда.

Нанесение бронирующих полос осуществляют намазкой кистью раствора полиметилакрилата и коллоксилина в ацетоне с использованием шаблона (пат. RU 2298109).

Изобретение поясняется графическими материалами.

Фиг.1. Конструкция заряда-прототипа (с продольными бронеполосами).

Фиг.2. Общий вид конструкции прототипа после выгорания топлива у бронирующих полос.

Фиг.3. Конструкция патентуемого заряда.

Фиг.4. Общий вид конструкции патентуемого заряда после выгорания топлива у бронирующих полос.

Фиг.5. Бронекаркас.

На Фиг.1, 2, 3, 4, 5 обозначены:

1 - твердотопливная шашка;

2 - канал шашки;

3 - боковая поверхность шашки;

4 - продольные бронирующие полосы;

5 - бронепокрытие переднего торца;

6 - частично выгоревшая шашка;

7 - круговые бронирующие полосы.

Сущность изобретения заключается (Фиг.3) в обеспечении повышенной жесткости и прочности бронекаркаса (Фиг.4, Фиг.5), за счет его реализации в виде жесткой решетчатой конструкции: продольных бронирующих полос (4) и скрепленных с ними круговых бронирующих полос (7) по периметру твердотопливной шашки (1), что обеспечивает его неразрушаемость (целостность) в КС ракетного двигателя в течение всего времени работы РД и полностью исключает выброс фрагментов бронепокрытия через сопло РД и их отрицательное влияние на работу АД.

При этом количество продольных бронирующих полос и круговых бронирующих полос подбирается, как из условия сохранения прочности (неразрушаемости) бронекаркаса в целом, так и обеспечения требуемого уровня максимального давления (Рмах) в КС ракетного двигателя.

Повышение жесткости и прочности бронекаркаса обеспечивается не только за счет решетчатой конструкции, а также за счет применения в бронесоставе полиметилакрилата и коллоксилина, обеспечивающих высокие механические характеристики бронепокрытия.

Принятая в патентуемом изобретении конструктивная схема бронирования - сочетание круговых и продольных бронеполос малой ширины и их количества значительно расширяет возможности регулирования уровня Рмах в РДТТ.

Заряд работает следующим образом. После воспламенения заряда происходит горение небронированных поверхностей заряда параллельными слоями. За счет малой ширины полос обеспечивается их минимальное влияние на нейтральный характер зависимости «давление-время» на рабочем участке. При этом освобожденные от частично выгоревшей шашки продольные (4) и круговые (7) бронирующие полосы образуют неразрушающийся в КС решетчатый бронекаркас (Фиг.4, Фиг.5).

Положительный эффект изобретения - повышение эффективности и надежности работы АД и расширение возможностей регулирования уровня максимального давления в начальный период работы РД с обеспечиванием близкой к нейтральной зависимости «давление-время» на основном участке работы РД.

1. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива, с центральным сквозным каналом, с бронированным передним торцом и частично забронированной боковой наружной поверхностью, в виде чередующихся продольных полос вдоль боковой поверхности шашки, примыкающих к бронепокрытию переднего торца, длиной 0,1…1,0 длины заряда и шириной не более 0,2е, где е - толщина горящего свода заряда, отличающийся тем, что продольные бронирующие полосы скреплены между собой равномерно чередующимися круговыми бронирующими полосами, выполненными по периметру боковой поверхности шашки, шириной не более 0,2е, при этом круговые бронирующие полосы выполнены из того же бронематериала, что и продольные бронирующие полосы, а суммарная площадь круговых и продольных бронирующих полос удовлетворяет соотношению
Sпол≥Soпop·Fсв,
где Sпол - суммарная площадь бронирующих полос;
So - площадь горения заряда без бронирующих полос;
χпор - пороговое значение параметра проф. Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива;
Fсв - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда.

2. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что бронирующие полосы выполнены на основе полиметилакрилата и коллоксилина.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля и ракетного двигателя, содержащего данный корпус.

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

Изобретение относится к зарядам твердого ракетного топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ТРТ для газогенераторов и ракетных двигателей.

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

Изобретение относится к отрасли ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов для ракетных двигателей твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к области разработки технологии изготовления зарядов из твердых ракетных топлив и касается способа их получения. .

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

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

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, имеющего большое время работы

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива для газогенераторов и ракетных двигателей твердого топлива

Изобретение относится к области ракетостроения

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты переносных зенитных ракетных комплексов. Заряд твердого ракетного топлива включает топливную шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом. Со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки. Заряд выполнен бесканальным и армирован металлическими теплопроводящими элементами. На боковой поверхности заряда удалено бронепокрытие в виде двух диаметрально противоположных пазов. Геометрические размеры заряда определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить два режима тяги заряда при минимальных массогабаритных характеристиках, а также минимальное воздействие на стрелка и высокую технологичность конструкции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с днищами, скрепленный с ним по наружной поверхности заряд твердого топлива, по крайней мере, с одним торцом, раскрепленным от элементов корпуса, и центральным сквозным или глухим каналом, снабженным компенсатором поверхности горения топлива. Компенсатор поверхности горения топлива представляет собой, по меньшей мере, одну кольцевую щель, которая размещена у переднего или заднего днища. Кольцевая щель выполнена под прямым углом к продольной оси двигателя, при этом радиус вершины щели равен размеру ее полуширины, выходящей на канал заряда, или выполнена под углом к продольной оси двигателя, меньшим прямого, при этом радиус вершины щели превышает размер ее полуширины, выходящей на канал заряда. Геометрия щели сформирована неизвлекаемым формообразующим элементом. Угол наклона щели и направление наклона выбираются исходя из конфигурации системы днище - топливо и обеспечения требований к форме кривой диаграммы "давление - время". Изобретение позволяет снизить напряженно-деформированное состояние заряда и отклонение его внутрибаллистических характеристик. 2 ил.
Наверх