Ракетный двигатель твердого топлива



Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2448267:

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

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, имеющего большое время работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд, имеющий сквозной цилиндро-конический канал, радиус которого минимален в районе передней крышки, и сопло, часть которого утоплена в корпус. На поверхность сквозного канала заряда нанесена бронировка, а длина незабронированного участка сквозного канала не превышает его минимальный радиус. Торец заряда напротив передней крышки не забронирован. Бронировка сквозного канала заряда выполнена в виде прилегающей к утопленной части сопла манжеты, а на торце заряда напротив передней крышки выполнены щели или проточки. Изобретение позволяет увеличить время работы ракетного двигателя твердого топлива при уменьшении его длины. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

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

Известно, что максимальным временем работы обладают РДТТ с зарядом торцевого горения [Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива. Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987. - 272 с.: ил., страницы 13, 14, рис.1.6]. Недостатком указанного РДТТ является его большая длина, которая складывается из длины заряда торцевого горения и длины сопла.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является РДТТ [Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. Л.Н.Лаврова - М.: Машиностроение, 1993 - 215 с., ил., страница 39, рис.1.20]. РДТТ содержит корпус, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд, имеющий сквозной канал, радиус которого минимален в районе передней крышки, сопло, часть которого утоплена в корпус. Недостатком данного РДТТ является сравнительно малое время работы, обусловленное тем, что величина горящего свода (определяется разностью радиусов корпуса и канала заряда) меньше длины корпуса.

Технической задачей настоящего изобретения является увеличение времени работы РДТТ при уменьшении его длины.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд, имеющий сквозной цилиндро-конический канал, радиус которого минимален в районе передней крышки, сопло, часть которого утоплена в корпус, на поверхность сквозного канала заряда нанесена бронировка. Длина незабронированного участка сквозного канала не превышает его минимальный радиус. Торец заряда напротив передней крышки является незабронированным. Бронировка сквозного канала заряда может быть выполнена в виде прилегающей к утопленной части сопла манжеты. На торце заряда напротив передней крышки могут быть выполнены щели или проточки. Диаметр незабронированного торца заряда может превышать диаметр передней крышки.

Технический результат достигается тем, что горящий свод, определяемый наклонным отрезком от кромки бронировки до места сочленения утопленной части сопла с корпусом почти равен длине корпуса (в т.ч. за счет наклонного расположения указанного отрезка). За счет того, что сопло и заряд расположены параллельно друг другу, длина двигателя меньше суммы длин заряда и сопла. Оформление бронировки в виде прилегающей к утопленной части сопла манжеты обеспечивает снижение теплового воздействия как на сопло, так и на бронировку, т.е. приводит к снижению массы конструкции. Выполнение на торце заряда напротив передней крышки щелей обеспечивает выравнивание зависимости поверхности горения от свода, имеющей без щелей заниженное начальное значение. Если диаметр незабронированного торца заряда превышает диаметр передней крышки, то обеспечивается снижение массы конструкции (за счет уменьшения передней крышки).

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом.

На фиг.1 показан продольный разрез РДТТ.

На фиг.2 показано положение поверхности горения в процессе горения заряда.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, переднюю крышку 2, скрепленный с корпусом 1 заряд 3, имеющий сквозной цилиндро-конический канал 4. Радиус цилиндро-конического канала 4 является переменным и минимален в районе передней крышки 2. Сопло 5 РДТТ частично утоплено в корпус 1. На поверхность сквозного канала 4 заряда 3 нанесена бронировка 6. Длина незабронированного участка сквозного канала 4 не превышает его минимальный радиус. Торец 8 заряда 3 напротив передней крышки 2 является незабронированным. Бронировка 6 сквозного канала 4 заряда 3 может быть выполнена в виде прилегающей к утопленной части сопла 5 манжеты 9. На торце 8 заряда 3 напротив передней крышки 2 могут быть выполнены щели 10 (или проточки).

Устройство работает следующим образом. При запуске РДТТ воспламеняется заряд 3 по поверхностям незабронированного участка 7 сквозного канала 4, торцу 8, щелям 10. На фиг.2 толстыми линиями 11 показано положение поверхности горения в процессе выгорания незабронированного участка 7 сквозного канала 4 и торца 8. Тонкими линиями 12 показано положение поверхности горения в процессе выгорания щелей 10. На фиг.2 видно, что щели 10 (тонкие линии 12) влияют на поверхность горения (в сторону ее увеличения) в начале работы РДТТ и перестают пересекать толстые линии 11 к концу работы. Показанная величина горящего свода обеспечивает большое время работы РДТТ.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран РДТТ [Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. Л.Н.Лаврова - М.: Машиностроение, 1993 - 215 с., ил., страница 39, рис.1.20], заключается в увеличении времени работы РДТТ при уменьшении его длины.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд, имеющий сквозной цилиндроконический канал, радиус которого минимален в районе передней крышки, сопло, часть которого утоплена в корпус, отличающийся тем, что на поверхность сквозного канала заряда нанесена бронировка, а длина незабронированного участка сквозного канала не превышает его минимальный радиус, причем торец заряда напротив передней крышки является незабронированным.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что бронировка сквозного канала заряда выполнена в виде прилегающей к утопленной части сопла манжеты.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что на торце заряда напротив передней крышки выполнены щели или проточки.

4. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что диаметр незабронированного торца заряда превышает диаметр передней крышки.



 

Похожие патенты:

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

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 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.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива с зарядами торцевого горения, формуемыми непосредственно в корпус двигателя. Заряд твердого ракетного топлива, скрепленный с корпусом ракетного двигателя, сформован непосредственно в бронечехле, располагаемом в корпусе, и выполнен в виде моноблока, скрепленного с передним днищем и передней частью корпуса на длине 0,03 длины заряда. Диаметр заряда, начиная с длины, соответствующей 0,6 длины заряда от переднего торца, ступенчато уменьшается на 0,2 диаметра заряда. Отношение длины к диаметру заряда составляет 13,8. Изобретение позволяет повысить степень заполнения камеры ракетного двигателя топливом и повысить его энергетические характеристики. 1 ил.
Наверх