Бескорпусный двигатель с самоподачей



Бескорпусный двигатель с самоподачей

 


Владельцы патента RU 2431052:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности к бескорпусным ракетным двигателям. Бескорпусный двигатель с самоподачей состоит из головной части и заряда твердого ракетного топлива, имеющего вид цилиндрической или резьбовой шашки. На шашку с заднего конца надета обойма, состоящая из втулки с упорами внутри, камеры сгорания и реактивного сопла. При этом линейная скорость горения шашки удовлетворяет соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет снизить вес, увеличить надежность и уменьшить стоимость двигателя. 11 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) и предназначено для всех типов ракет от ручных гранатометов и систем залпового огня до ракет подводных лодок и космических.

Известны РДТТ, например пат. США 2987821. Преимущества бескорпусных двигателей понятны - отсутствие сложного, тяжелого и дорогого корпуса. Их недостатки - необходимость сложного и высокоточного изготовления резьбовой части шашки, высокая вероятность прорыва пламени в этом месте. Если резьбовая часть расположена снаружи, это приводит к увеличению аэродинамического сопротивления шашки. Обязательно наличие привода для сдвигания обоймы по резьбе, например, турбинного.

Задача изобретения - устранение указанных недостатков, а также уменьшение веса, увеличение надежности и уменьшение стоимости двигателя.

Сущность предлагаемого изобретения в том, что бескорпусный двигатель с самоподачей состоит из головной части и заряда твердого ракетного топлива (далее ТРТ), имеющего вид цилиндрической или резьбовой шашки, на которую с заднего конца надета обойма, состоящая из втулки с упорами внутри, камеры сгорания и реактивного сопла (см. чертеж). При этом линейная скорость горения шашки удовлетворяет условию: l=mP/Fρ,

где l - линейная скорость горения топлива при давлении Р в камере сгорания;

ρ - плотность топлива;

m - массовый расход топлива в секунду;

F - сила, с которой шашку выталкивает из обоймы, выбирается как F<T, где Т - тяга двигателя.

Камера сгорания может иметь цилиндрическую, расширяющуюся или сужающуюся форму.

Суть работы двигателя в следующем: под действием тяги, создаваемой соплом, обойма сдвигается вперед по мере того, как края торца шашки ТРТ обгорают в зоне контакта с внутренними упорами. Упором может быть реборда внутри втулки или выступающие внутрь шлицы.

Условием самостоятельного сдвигания (самоподачи) обоймы является примерное равенство минимального диаметра сопла и диаметра шашки, для чего нужна достаточно высокая линейная скорость горения топлива при расчетном давлении. А именно: допустим, необходим двигатель с тягой Т. Зададимся давлением Р в камере сгорания, причем оно не должно быть больше прочности материала шашки ТРТ. Исходя из давления, температуры и тяги по обычным правилам рассчитываются характеристики сопла и секундный расход топлива. Задаемся усилием F, с которым шашка будет выталкиваться давлением газов из обоймы и которое с учетом трения, перегрузок при ускорении и аэродинамического сопротивления должно составлять примерно 80-90% от тяги Т. То есть зная давление в камере сгорания, определяем площадь сечения шашки (как частное от усилия выталкивания и давления в камере сгорания), и следовательно, ее диаметр:

Далее производится проверка: сравниваются минимальный диаметр сопла и диаметр шашки. Если диаметр сопла больше, то камере сгорания необходимо придать расширяющуюся форму, иначе произойдет газодинамическое «запирание» камеры сгорания (т.к. газы не могут расширяться быстрее скорости звука), с увеличением давления и выбросом шашки. Целесообразно увеличить диаметр шашки.

Продолжаем расчет. Исходя из секундного расхода и удельного веса топлива определяем его секундный объем и делим этот объем на площадь сечения - получаем длину шашки, которая должна сгореть за 1 сек, т.е. линейную скорость горения топлива.

То есть линейная скорость горения шашки должна в таком двигателе удовлетворять условию: l=(m/ρ)/(F/P)=mP/Fρ,

где l - линейная скорость горения топлива при давлении Р в камере сгорания;

ρ - плотность топлива;

m - массовый расход топлива в секунду;

F - сила, с которой шашку выталкивает из обоймы, выбирается как F<T, где Т - тяга двигателя.

Разница между тягой Т и усилием выталкивания шашки F является усилием сдвига обоймы и может колебаться в двигателях разных назначений в пределах 1-30% от тяги Т. Не следует выбирать его слишком большим, иначе шашка будет крошиться об реборду или шлицы внутри втулки.

Двигатель с самоподачей обоймы будет работать очень энергично - от долей секунд до секунд, и пригоден в основном для гранатометов, систем залпового огня, ракет «воздух-земля». Его шашка будет иметь большое удлинение, ограничиваемое прочностной устойчивостью, т.е. примерно 1:25, 1:30. Если армировать наружный слой шашки в продольном направлении современными высокопрочными, а главное - высокомодульными волокнами типа «Вектран-2000», «Спектра», т.е. если предать шашке повышенную жесткость, то возможно увеличение удлинения до 1:50, 1:60. Выглядеть такой двигатель будет как стрела для стрельбы из лука - впереди наконечник (полезная нагрузка), в середине длинная тонкая шашка, и в хвосте небольшое утолщение с соплом, возможно даже с оперением, которое одновременно может быть ребрами охлаждения.

Шашка для лучшего скольжения и для предупреждения преждевременного воспламенения от нагретых стенок втулки может иметь бронирование, т.е. покрыта, например, фторопластом, кремнийорганической краской, фольгой.

Для предупреждения преждевременного воспламенения втулка может иметь двойные стенки, в полости между которыми находится охлаждающая жидкость. Полость соединена отверстиями с зазором между шашкой и втулкой, а также имеет простейший предохранительный клапан.

Охлаждающей жидкостью может быть гликолевый антифриз, причем загущенный гелеобразователем (чтобы не выливался при транспортировке и хранении).

По окончании горения ТРТ возможно два дальнейших варианта: обойма отделяется, т.к. шашка ее больше не держит, и падает. Но если на обойме имелись стабилизаторы, а также по некоторым другим соображениям, например, использование обоймы в качестве осколкообразующего элемента в боевых ракетах, имеет смысл пристыковать обойму к головной части ракеты. Для чего на обойме и на головной части ракеты имеются ответные элементы одной или нескольких защелок. Например, обойма имеет в передней части наружную реборду, а на задней поверхности головной части имеются подпружиненные крюки. Или наоборот. Наоборот, кстати, лучше: во-первых, крюки и их кронштейны будут являться одновременно аэродинамическими стабилизаторами и ребрами охлаждения. А во-вторых, при переходных процессах во время зажигания шашки возможен момент, когда выталкивающая сила превысит тягу, и возможен выброс шашки. Это возможно, когда воспламеняющий заряд создал давление в камере сгорания, но штатного обтекания расширяющейся части сопла еще не происходит. А именно расширяющая часть сопла создает большую часть тяги. Например, скорость звука в пороховых газах в ракетном двигателе ~1100 м/сек, а скорость истекающих газов в современных двигателях до 4000 м/сек. Т.е. более 70% импульса дает расширяющаяся часть сопла.

Чтобы не случилось стартового выброса шашки, крюки на обойме, предназначенные для стыковки с головной частью, могут временно удерживать шашку во время зажигания. Для этого на шашке имеются впадины под крюки по числу крюков (3-4).

Возможен и другой вариант крепления обоймы к головной части: задняя поверхность головной части делается чуть больше диаметра, чем шашка, или она может иметь накатку, и тогда обойма с натягом наползает на эту часть и фиксируется на ней за счет натяга.

Возможен и другой способ стартового удержания шашки: в передней части втулки имеется продольная муфта обратного хода, стопорными элементами в которой служат подпружиненные шарики, катушкообразные ролики или конусовидные сегменты.

Возможен и третий способ стартового удержания шашки: шашка внутри обоймы выходит за ограничительные упоры, и пока эта часть шашки не обгорит, шашка с места не сдвинется. Для этого шашка должна быть составной, например, на резьбе с клеем из пироксилина в ацетоне с добавлением мелкодисперсной ВВ или задняя часть шашки может быть приклеена этим клеем к основному стержню.

К шашке ТРТ такого двигателя предъявляются особые требования: механическая прочность, механическая жесткость, достаточная термостойкость, энерговыделение на современном уровне, приемлемая цена, и самое главное, скорость горения, находящаяся в промежутке между взрывчатыми веществами и применяемыми в настоящее время ТРТ.

Для получения нужной скорости горения шашка имеет продольные отверстия на всю длину, заполненные смесью на основе черного пороха. Черный порох обладает при давлении в камере сгорания скоростью горения, близкой к требуемой. Ее можно менять в ту и другую стороны, добавляя, например, гексаметилентетрамин (для уменьшения скорости) или мелкодисперсные порошкообразные взрывчатые вещества (далее ВВ) малобризантного действия. Но тепловыделение черного пороха далеко от современных требований. Поэтому он только задает линейную скорость горения шашки, а основной материал шашки горит с гораздо меньшей скоростью. В результате этого симбиоза вся шашка горит с нужной скоростью, но фронт горения состоит из множества мелких конусообразных углублений. Таким он должен быть и изначально.

Отверстия в шашке должны быть расположены достаточно равномерно по ее сечению, например, в сотовом порядке, квадратами, а лучше - кругами. Основным материалом шашки может быть порошок перхлората аммония в полимеризованном метиловом эфире метакриловой кислоты (плексиглас). Такая шашка будет обладать хорошим сочетанием прочности, жесткости, упругости и высокой эффективностью горения.

На чертеже показан в сечении простейший самонадвигающийся РДТТ, где 1 - шашка ТРТ, 2 - обойма, состоящая из втулки 3 по диаметру шашки, упора в виде реборды 4, камеры сгорания 5 и реактивного сопла 6. Головная часть 7 двигателя (точнее ракеты) имеет сзади участок 8 такого же диаметра, как шашка, и имеет накатку 9.

Работает двигатель так: после зажигания шашки 1 на сопло 6 действует сила тяги, которая больше силы, с которой газы давят на торец шашки. И по мере обгорания части торца шашки, контактирующей с упором 4, обойма надвигается на шашку. Постепенно в шашку входит задняя часть 8 головной части 7 и накатка 9. После полного выгорания топлива обойма фиксируется на головной части.

1. Бескорпусный двигатель с самоподачей, состоящий из головной части и заряда твердого ракетного топлива, имеющего вид цилиндрической или резьбовой шашки, на которую с заднего конца надета обойма, состоящая из втулки с упорами внутри, камеры сгорания и реактивного сопла, отличающийся тем, что линейная скорость горения шашки удовлетворяет условию: l=mP/Fρ,
где l - линейная скорость горения топлива при давлении Р в камере сгорания;
ρ - плотность топлива;
m - массовый расход топлива в секунду;
F - сила, с которой шашку выталкивает из обоймы, выбирается как F<T, где Т - тяга двигателя.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что шашка внутри обоймы выходит за упоры, для чего она выполнена составной.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что упором является реборда или выступающие внутри шлицы.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера сгорания имеет цилиндрическую, или расширяющуюся, или сужающуюся форму.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что наружная поверхность шашки имеет продольное армирование высокомодульными волокнами.

6. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что обойма имеет оперение и/или ребра охлаждения.

7. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что шашка имеет бронирование или покрыта фторопластом.

8. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что втулка имеет двойные стенки, полость между которыми соединена с внутренней поверхностью втулки, причем в полости находится охлаждающая жидкость, и полость имеет предохранительный клапан.

9. Двигатель по п.8, отличающийся тем, что охлаждающей жидкостью является антифриз, загущенный гелеобразователем.

10. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что на обойме и головной части имеются ответные части одной или нескольких защелок.

11. Двигатель по п.10, отличающийся тем, что на обойме имеется наружная реборда, а на головной части имеются подпружиненные крючки или наоборот.

12. Двигатель по п.11, отличающийся тем, что на шашке имеются впадины под крюки.

13. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что головная часть двигателя имеет в задней части участок, входящий по окончании горения топлива в обойму, причем часть этого участка имеет больший диаметр, чем шашка, и/или имеет накатку, обеспечивающие фиксацию втулки с натягом.

14. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что обойма имеет продольную муфту обратного хода, состоящую из находящихся в профилированной канавке подпружиненных шариков, роликов или конусных сегментов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, а именно относится к ракетной технике, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности, или третьей ступени ракеты.
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к бронесоставу для покрытия заряда твердого ракетного топлива. .

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) и предназначено для всех типов ракет, от ручных гранатометов и систем залпового огня до ракет подводных лодок и космических.

Изобретение относится к области ракетной техники, более конкретно к катапультному устройству для малогабаритных ракет либо другого полезного груза. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях управляемых и неуправляемых ракет. .

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, и может быть использовано для установки на аэрокосмических летательных аппаратах, а именно относится к ракетной технике, к реактивным двигателям ракет залпового огня типа земля-земля, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании твердотопливных микродвигателей ракетного снаряда. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении газогенераторов твердого топлива к катапультным устройствам ракет и другим динамично работающим устройствам с использованием твердотопливных зарядов.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к области твердотопливных газогенерирующих систем, которые могут быть использованы в других отраслях народного хозяйства, где требуется производство газов под давлением.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к области горения унитарных твердых топлив в низкотемпературных газогенерирующих устройствах, которые могут быть использованы в системах управления ракетных комплексов

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

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

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может применяться в конструкции твердотопливных газогенераторов либо ракетных двигателей твердого топлива
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива
Изобретение относится к горючему жидкому ракетному топливу, представляющему собой раствор диацетилена в форамиде в соотношении 83,135% - 30% диацетилена и 16,865% - 70% формамида

Твердотопливный газогенератор катанультного устройства ракеты включает корпус с передней крышкой, опорной решеткой, ниронатроном и центральной трубкой-запальником с перфорированным участком со стороны опорной решетки и форсажный заряд из твердого топлива. Форсажный заряд размещен в герметичном секционном пакете из полиэтилентерефталатной пленки, ламинированной полиэтиленом, в виде патронташа, свернутого в цилиндр и размещенного в кольцевом объеме между стенками корпуса газогенератора и центральной трубкой-запальником. Герметичные за счет сварных швов секции пакета на части длины, со стороны передней крышки заполнены тонкосводными шашками баллиститного твердого ракетного топлива, а на оставшейся длине - дымным гранулированным порохом. Общая масса дымного пороха составляет 0,6 от суммарной массы тонкосводных шашек баллиститного твердого ракетного топлива. Тонкосводные шашки баллиститного твердого ракетного топлива и навеска гранулированною дымного пороха в каждой секции разделены общим для всех секций сварным разделительным швом. Перфорация трубки-запальника расположена но месту заполнения секций дымным гранулированным порохом. Изобретение позволяет повысить надежность твердотопливного газогенератора и повысить стабильность его характеристик. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области создания реактивных двигателей для ракетной техники. Реактивный двигатель включает камеру с твердым зарядом, состоящим из, не менее одного, бризантного взрывчатого вещества и имеет кумулятивную выемку для создания области имитации сопла. Камера двигателя выполнена в виде защитной оболочки, внутри которой последовательно по оси размещены капсюль-детонатор, соединенный с управляющим блоком, и линза из инертного пористого материала. На камере двигателя, с противоположного торца относительно кумулятивной выемки, установлен демпфирующий узел для соединения с объектом передвижения. Изобретение позволяет повысить эффективность реактивного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, реактивное сопло, а также пиротехнические газогенераторные шашки. Одна часть пиротехнических шашек вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая - вещество-окислитель. Горючее вещество или вещество-окислитель направлено в рубашку охлаждения камеры сгорания и используется для ее охлаждения, либо два компонента направлены в разные отсеки рубашки охлаждения. В другом варианте ракетного двигателя две шашки одинакового диаметра образуют трубу, с одной стороны которой выполнена камера сгорания, а с другой - торец. Труба разделена поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения. Группа изобретений позволяет снизить температуру, воздействующую на стенки корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%. Ракетное топливо имеет избыток горючего по отношению к окислителю. Изобретение позволяет повысить тепловыделение топлива. 8 з.п. ф-лы.
Наверх