Ракетный двигатель твердого топлива



Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2435061:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопряженный с крепежным корпусным шпангоутом, соединенный с корпусом ресивер, четыре сопла, заряд и воспламенитель. Ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, оси которых перпендикулярны к продольной оси ракетного двигателя и друг к другу. Сопла ракетного двигателя крепятся к сопловым фланцам ресивера. Корпус и ресивер выполнены сферическими, причем радиус ресивера меньше радиуса корпуса. Заряд прочно скреплен с корпусом и имеет центральный канал. Величина горящего свода заряда больше или равна разнице между внутренним радиусом корпуса и внутренним радиусом крепежного корпусного шпангоута. Изобретение позволяет снизить массу и габариты ракетного двигателя, а также упростить технологию его изготовления. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

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

Известен РДТТ, сопловой блок которого выполнен по «тянущей» схеме и образован развернутыми назад несколькими соплами, установленными в ресивере (секции) [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, 328 с., ил., страница 28, рис.1.15, схема (м)]. Корпус, содержащий заряд, соединен с ресивером. Корпус и ресивер выполнены цилиндрическими. Цилиндрическая форма указанных элементов обуславливает их большую массу. Коэффициент заполнения указанного РДТТ топливом заряда является низким, т.к. имеющий большой внутренний объем «пустой» ресивер не содержит топливо. Масса узлов сочленения сопел с цилиндрической обечайкой ресивера увеличена из-за необходимости мероприятий по снижению концентрации напряжения в данных узлах и из-за неизбежных технологических утолщений некоторых участков данных узлов. Изготовление ресивера указанного РДТТ осложняется ввиду необходимости сочленения сопел с цилиндрической обечайкой ресивера.

Наиболее близкими по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению является центральный РДТТ ДУ САС космического корабля «Союз-ТМ» [О жизни и деятельности академика Б.П.Жукова. - Тула: Гриф и К, 2008. - 304 с., ил., страницы 79, 80]. Центральный РДТТ (позиция 3 на рисунке и в тексте) ДУ САС содержит корпус, цилиндрический ресивер, в котором выполнены боковые фланцы крепления сопел. Заряд выполнен из нескольких вкладных шашек баллиститного пороха, т.е. имеет малую величину горящего свода, обеспечивающую малое время работы (что необходимо для РДТТ системы аварийного спасения). Приведенная конструкция обладает следующими недостатками.

1. Большая масса корпуса, обусловленная

а) его цилиндрической формой;

б) большой толщиной теплозащитного покрытия, что вызвано отсутствием у вкладного заряда теплозащитных функций;

в) наличия массивных решеток (диафрагм) фиксации вкладного заряда.

2. Большая масса ресивера, обусловленная

а) его цилиндрической формой;

б) его большим диаметром (практически равным диаметру корпуса);

в) необходимостью сочленения сопловых фланцев с цилиндрической стенкой ресивера. Необходимые мероприятия по снижению концентрации напряжения в местах сочленения связаны с увеличением толщины указанных участков конструкции.

3. Большая масса РДТТ в целом (что кроме пунктов 1, 2 объясняется низким коэффициентом заполнения РДТТ топливом заряда), что обусловлено тем, что

а) большой внутренний объем «пустого» ресивера не содержит топливо;

б) вкладной многошашечный заряд сам по себе характеризуется низким коэффициентом заполнения.

4. Надежность ресивера понижена вследствие сложной технологии его изготовления.

5. Точность взаимного расположения сопловых фланцев (сопел) понижена вследствие низкой технологичности ресивера.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы конструкции и габаритов РДТТ, упрощение технологии изготовления и повышение качества изготовления РДТТ.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива (РДТТ), содержащем корпус, сопряженный с крепежным корпусным шпангоутом, соединенный с корпусом ресивер, причем ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, оси которых перпендикулярны к продольной оси РДТТ и друг к другу, четыре сопла, крепящиеся к сопловым фланцам, заряд, воспламенитель, корпус и ресивер выполнены сферическими, а радиус ресивера меньше радиуса корпуса. Заряд прочно скреплен с корпусом и имеет центральный канал, а величина горящего свода заряда больше или равна разнице между внутренним радиусом корпуса и внутренним радиусом крепежного корпусного шпангоута. На центральном канале заряда могут быть выполнены выступы. В ресивере может быть установлен дополнительный заряд.

Технический результат достигается следующим. Из сопромата известно, что для нагружения внутренним давлением оболочки (при равном радиусе) сферическая форма корпуса и ресивера (по сравнению с цилиндрической) обеспечивает двукратное уменьшение толщины стенки. Сфера имеет максимальный внутренний объем при минимальной поверхности (массе). Радиус ресивера меньше радиуса корпуса, что приводит к уменьшению его массы как вследствие уменьшения габаритов, так и вследствие уменьшения толщины стенки при уменьшении радиуса сферы. Выполнение заряда прочноскрепленным с корпусом и форма заряда, имеющего центральный канал, обеспечивает тепловую защиту зарядом внутренней поверхности корпуса. При этом достигается минимизация массы теплозащитного покрытия корпуса. Возможность замены вкладных шашек заряда прототипа на прочноскрепленный заряд обеспечивается подбором топливного состава с необходимой для малого времени работы высокой (максимально возможной) скоростью горения. При выбранной скорости горения величина горящего свода прочноскрепленного заряда превышает горящий свод вкладных шашек, но тем не менее получается меньшей по сравнению с традиционными прочноскрепленными зарядами (т.к. скорость горения не может быть бесконечно большой). Т.е. относительный радиус центрального канала заряда выполняется достаточно большим, что приводит к сравнительно малому (для прочноскрепленного заряда) коэффициенту заполнения корпуса топливом заряда. Величина горящего свода заряда больше или равна разнице между внутренним радиусом корпуса и внутренним радиусом крепежного корпусного шпангоута. Этим достигается простота оснастки, формирующей канал в процессе изготовления заряда. Вместе с тем, имеется возможность или выполнения на центральном канале заряда выступов, или расположения дополнительного заряда в канале заряда. Наличие выступов или дополнительного заряда обеспечивает увеличение коэффициента заполнения топливом заряда РДТТ в целом, компенсируя сравнительно малый коэффициент заполнения корпуса (при отдельном рассмотрении обособленного от РДТТ корпуса с зарядом, имеющим только центральный канал) топливом заряда. Выполнение ресивера в виде сферы приводит к тому, что ось, проведенная через любой сопловой фланец, проходит через центр сферы (т.е. совпадает с осью сферы). При этом участок сочленения соплового фланца с обечайкой ресивера получается осесимметричным. Осесимметричная форма участка сочленения соплового фланца с секцией (обечайкой) ресивера обеспечивает плавность и равномерность (по окружности соплового фланца) сопряжения с минимизацией концентрации напряжений. Это приводит к минимизации массы ресивера с повышением его надежности при восприятии механических нагрузок (например, внутрикамерного давления). Одновременно улучшается технологичность изготовления ресивера.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующими чертежами:

на фиг.1, 2 показан продольный разрез вариантов РДТТ.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), содержит корпус 1, выполненный сферическим (см. фиг.1). Корпус 1 сопряжен с крепежным корпусным шпангоутом 2. На корпусе 1 установлен ресивер 3, выполненный в виде сферы с радиусом, меньшим радиуса корпуса 1. Ресивер 3 установлен на корпусе 1 посредством ответного крепежного шпангоута 4, сопряженного с ресивером 3. Ресивер 3 снабжен четырьмя сопловыми фланцами 5, оси которых перпендикулярны к продольной оси РДТТ и друг к другу. К сопловым фланцам 5 крепятся четыре сопла 6. Заряд 7 прочно скреплен с корпусом 1 и имеет центральный канал 8. Величина горящего свода заряда 8 больше или равна разнице между внутренним радиусом корпуса 1 и внутренним радиусом крепежного корпусного шпангоута 2. На центральном канале 8 заряда 7 могут быть выполнены выступы 9 (см. фиг.2). В ресивере 3 может быть установлен дополнительный заряд 10 (см. фиг.1, 2). В варианте, представленном на фиг.2, дополнительный заряд 10 может отсутствовать, а может иметь укороченную длину. Воспламенитель 11 установлен, например, на корпусе 1 (внутри центрального канала 8 заряда 7). Корпус 1 и ресивер 3 могут содержать узлы 12 соединения РДТТ со смежными отсеками ракеты.

Устройство работает следующим образом. При запуске РДТТ срабатывает воспламенитель 11, воспламеняются (практически одновременно) заряд 9 и дополнительный заряд 10 (если он имеется). При истечении продуктов сгорания через сопла 6 создается тяга. Внутренние полости работающего РДТТ (корпуса 1 и ресивера 3) нагружены высоким давлением продуктов сгорания. Ввиду плавности сопряжения осесимметричных сопловых фланцев 5 со сферой ресивера 3 значительных концентрации напряжений в ресивере 3 и сопловых фланцах 5 при нагружении внутренним давлением не возникает.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипами, в качестве которых выбраны центральный РДТТ ДУ САС космического корабля «Союз-ТМ» [О жизни и деятельности академика Б.П.Жукова. - Тула: Гриф и К, 2008. - 304 с., илл., страницы 79, 80], заключается в уменьшении массы конструкции и габаритов РДТТ, упрощении технологии изготовления и повышении качества изготовления РДТТ.

1. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), содержащий корпус, сопряженный с крепежным корпусным шпангоутом, соединенный с корпусом ресивер, причем ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, оси которых перпендикулярны к продольной оси РДТТ и друг к другу, четыре сопла, крепящиеся к сопловым фланцам, заряд, воспламенитель, отличающийся тем, что корпус и ресивер выполнены сферическими, а радиус ресивера меньше радиуса корпуса, при этом заряд прочно скреплен с корпусом и имеет центральный канал, а величина горящего свода заряда больше или равна разнице между внутренним радиусом корпуса и внутренним радиусом крепежного корпусного шпангоута.

2. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) по п.1, отличающийся тем, что на центральном канале заряда выполнены выступы.

3. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) по п.1, отличающийся тем, что в ресивере установлен дополнительный заряд.



 

Похожие патенты:

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 ракетным двигателям твердого топлива, в частности к бескорпусным ракетным двигателям. .

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 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.

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами. В случае если каналов в шашке несколько, они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса. В другом варианте выполнения ракетного двигателя по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии выполняют наклонными, причем скорость горения лидер-топлива, либо лидер-топлива и основного топлива уменьшается. В задней части двигателя выполнено центральное конусное углубление, на котором выполняется еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя. Кроме того, в передней части двигателя с одним центральным каналом может быть выполнено еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной. В других вариантах выполнения передняя боковая часть двигателя выполнена в виде одного или нескольких конусных слоев и сделана из основного топлива с большей скоростью горения, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка занимает не всю поверхность заднего торца. Кроме того, скорость горения основного топлива может непрерывно или слоями уменьшаться на периферии. При вертикальном старте конического ракетного двигателя задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель устанавливают на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре. До старта двигатель удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности. Группа изобретений позволяет исключить необходимость разделения двигателя на ступени за счет отсутствия корпуса и сопла, а также обеспечить изменение тяги при работе двигателя. 11 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь. Указанные выше вещества подают при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции их термического разложения за счет тепла экзотермической реакции. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, в котором в камеру сгорания дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан. Еще одно изобретение группы относится к ракетному двигателю на твердом топливе, в котором твердые гидриды дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива входят в состав твердого ракетного топлива. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 3 н. и 6 з.п. ф-лы.
Наверх