Твердотопливный заряд для ракетного двигателя

Авторы патента:

Кислицын Алексей Анатольевич (RU)

Филимонова Елена Юрьевна (RU)

Козьяков Алексей Васильевич (RU)

Красильников Федор Сергеевич (RU)

Молчанов Владимир Федорович (RU)

Амарантов Георгий Николаевич (RU)

F02K9/10 - форма и конструкция твердотопливных зарядов

Владельцы патента RU 2451816:

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 твердого ракетного топлива. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой поверхностью. Суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Бронепокрытие боковой поверхности выполнено "точечным" с площадью отдельного "точечного" бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3,0 мм². Точки бронирования расположены по боковой поверхности заряда произвольно с обеспечением расстояния между ними не менее 3,0 мм. Изобретение позволяет уменьшить максимальное давление в камере сгорания ракетного двигателя твердого топлива, а также снизить максимальные размеры бронечастиц, выбрасываемых при его работе. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении вкладных зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ), преимущественно для ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) авиационных ракет.

Известны конструкции зарядов для ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) авиационных ракет по патентам: RU 2178092, RU 2221159, RU 2211352, RU 2298109.

Известно также, что пуск ракет с РДТТ из под фюзеляжа самолета-носителя сопряжен с рядом рисков, основными из которых являются:

1. Вероятность заглохания авиационного двигателя, за счет "засасывания" факела РДТТ стартующих ракет в воздухозаборник авиационного двигателя (АД).

2. Вероятность попадания в воздухозаборник авиационных двигателей твердых частиц заряда ТРТ ракетного двигателя, а именно частиц бронепокрытия заряда.

В определенной степени указанные проблемы решаются в пат. RU 2178092, RU 2221159, RU 2211352, RU 2298109.

Изобретение по пат. RU 2355906, МПК F02K 9/10, заявка от 04.10.2007 г., опубл. 20.05.2009 г. принято авторами за прототип.

Недостатками конструкции прототипа являются:

- наличие в продуктах сгорания (ПС) "нормированных" частиц заряда массой не более 1,5 г, воздействие которых на лопатки компрессора АД хотя и обеспечивает безопасность пуска ракет и самолета-носителя, но тем не менее существенно снижает рабочий ресурс АД:

- ограниченные возможности конструкции прототипа для обеспечения требуемых зависимостей S(e), Р(τ), R(τ) для РДТТ (S - текущая поверхность горения заряда ТРТ, е - горящий свод, Р - давление в камере сгорания РДТТ, R - тяга РДТТ, τ - время).

Технической задачей изобретения является создание твердотопливного заряда для ракетного двигателя, например авиационной ракеты, обеспечивающего высокую эффективность РД ракеты, повышенную безопасность боевого применения ракеты для самолета-носителя с обеспечением повышенного рабочего ресурса АД самолета-носителя, за счет минимального выброса частиц бронепокрытия заряда ТРТ не более 0,02 г.

Технический результат изобретения заключается в создании заряда твердого ракетного топлива (Фиг. 1) для ракетного двигателя, при этом заряд выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой поверхностью, при этом суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению

S_бp>S_o-χ_пор·F_cв, где

S_бp - суммарная площадь бронепокрытия;

S_o - площадь поверхности горения заряда;

χ_пор - пороговое значение параметра профессора Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива;

F_св - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда, при этом бронепокрытие выполнено "точечным" с площадью отдельного "точечного" бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3 мм² и минимального габаритного расстояния (L) между отдельными "точечными" бронепокрытиями не менее 3 мм.

Патентуемая конструкция заряда позволяет реализовать оптимальную, в зависимости от назначения РДТТ и ракеты, зависимость (Фиг.2) S(e) и соответственно зависимость "давление - время" Р(τ), "тяга - время" R(τ) для РДТТ не только для авиационных ракет, но и для ракет других классов.

Изобретение поясняется графическими материалами.

Фиг.1 - патентуемая конструкция канального твердотопливного заряда с "точечным" бронированием по боковой поверхности с обеспечением близкой к нейтральной зависимостью S(e).

1 - шашка ТРТ

2 - канал

3 - отдельное "точечное" бронепокрытие (размеры "точечного" бронепокрытия на Фиг.1 условно увеличены).

Фиг.2 - зависимости Р(τ) для варианта патентуемой конструкции и прототипа с нейтральной зависимостью Р(τ).

P_max1 - максимальное давление в РДТТ заряда без "точечного" бронепокрытия.

P_max2 - максимальное давление в РДТТ для патентуемой конструкции.

Фиг.3 - характер выгорания ТРТ заряда вблизи "точечного бронепокрытия".

1 - шашка ТРТ

2 - канал

3 - отдельное "точечное" бронепокрытие (на Фиг.3 размеры "точечного" бронепокрытия условно увеличены)

4 - эквидистантные поверхности.

Пример реализации патентуемой конструкции.

Опытный образец патентуемой конструкции заряда изготовлен из баллиститного быстрогорящего ТРТ с размерами заряда:

- длина - 1200 мм

- наружный диаметр - 120 мм

- диаметр канала - 40 мм

- "точечное бронирование" боковой поверхности осуществлялось в виде площадок, скрепленных с боковой поверхностью заряда с размерами 0,5…3,0 мм², произвольно расположенных по боковой поверхности заряда.

Сущность изобретения (Фиг.3) заключается в целенаправленном учете эффекта кратковременного вырождения "точечно" бронированных поверхностей заряда и их влияния на результирующую поверхность горения S₀(e), и минимального их влияния, например, на искажение нейтральной зависимости S(e) [R(τ)]. По сути патентуемая конструкция позволяет помимо нейтральной зависимости S(e), R(τ) обеспечить существенное снижение величины P_max (Фиг.2) при выходе РДТТ на рабочий режим с обеспечением, как нейтральной, так и другой программированной зависимостью R(τ).

"Точечное" бронирование в примере осуществлялось путем намазки кистью раствора полиметилметакрилата и коллоксилина в ацетоне с использованием шаблона (пат. RU 2355906 от 20.05.2009 г.).

Положительный эффект изобретения - создание высоко эффективных конструкций зарядов ТРТ при минимальных экономических затратах в изготовлении.

Сущность и отличительные признаки патентуемого изобретения заключаются:

1. В осуществлении "точечного" (локального) бронирования поверхности заряда.

2. В осуществлении площади отдельного "точечного" бронепокрытия в пределах - 0,5…3,0 мм².

При этом при площади отдельного "точечного" бронепокрытия высока вероятность срыва (смыва, вымыва) "точечного бронепокрытия", с поверхности заряда газовым потоком от срабатывания воспламенителя и дополнительным газопритоком от горящих поверхностей заряда ТРТ, за счет малой площади скрепления "точечного" бронепокрытия с поверхностью тела шашки заряда ТРТ, т.е. эффект "точечного" бронирования может не сработать в полном объеме. При площади отдельного "точечного" снижается, уменьшается сам эффект "точечного" бронирования, как такового, - характер "развития" поверхности S(e) под бронированным "точечным" участком (Фиг.3) заряда затрудняет осуществление программированной зависимости Р(τ), R(τ) в требуемом объеме.

3. В обеспечении габаритного расстояния между отдельными "точечными" бронепокрытиями не менее 3 мм, что обусловлено необходимостью обеспечения строго-геометрического горения по эквидистантным поверхностям заряда ТРТ с учетом допустимых технологических допусков изготовления зарядов в производственных условиях.

Суть "точечного" бронирования применительно к конструкциям вкладных зарядов ТРТ заключается в использование эффекта "быстрого" вырождения горящих поверхностей заряда под "точками бронепокрытия", обусловленного основным признаком горения ТРТ, а именно горения по эквидистантным поверхностям.

Патентуемая конструкция заряда ТРТ работает следующим образом: под действием воспламенителя (инициатора) воспламеняется небронированная поверхность заряда. Горение заряда происходит по эквидистантным поверхностям, что позволяет реализовать требуемые зависимости S(e), R(τ).

Положительный эффект изобретения - повышение эффективности, надежности и безопасности при пусках авиационных ракет из под фюзеляжа самолета-носителя, повышение рабочего ресурса АД.

Фактические максимальные размеры выбрасываемых бронечастиц из РДТТ с конструкцией заряда по патентуемому решению не превышали 0,02 г.

1. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя, выполненный в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой поверхностью, при этом суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению:
S_бр>S_o-χ_пор·F_св,
где S_бр - суммарная площадь бронепокрытия;
S_o - площадь поверхности горения заряда;
χ_пор - пороговое значение параметра профессора Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива;
F_св - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда, отличающийся тем, что бронепокрытие выполнено "точечным" с площадью отдельного "точечного" бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3,0 мм², при этом точки бронирования расположены по боковой поверхности заряда произвольно с обеспечением габаритного расстояния (L) между ними не менее 3,0 мм.

2. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что бронепокрытие выполнено непосредственно на боковой поверхности заряда, например, с использованием шаблона.

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

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2415288

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

Корпус ракетного двигателя твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива // 2408791

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.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2383764

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.

Заряд твердого ракетного топлива // 2367812

Изобретение относится к зарядам твердого ракетного топлива. .

Заряд твердого ракетного топлива // 2362035

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

Пороховой заряд щеточной конструкции // 2358141

Заряд твердого ракетного топлива для газогенератора // 2355907

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

Заряд твердого ракетного топлива для двигателя авиационной ракеты // 2355906

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

Заряд твердого ракетного топлива (варианты) // 2348826

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

Способ бронирования вкладного заряда твердого ракетного топлива эпоксидным бронесоставом по боковой поверхности и способ определения вязкости эпоксидного бронесостава // 2458243

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2464440

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

Заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты // 2476707

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

Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива // 2483049

Изобретение относится к области ракетной техники

Заряд твердого ракетного топлива // 2483222

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

Ступень ракеты-носителя // 2486114

Изобретение относится к области ракетостроения

Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты // 2497006

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 // 2497007

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.

Заряд твердого ракетного топлива // 2499905

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.

Ракетный двигатель староверова-13 // 2517469

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо. Прочность корпуса на разрыв от внутреннего давления в каждом конкретном поперечном сечении соответствует максимальному внутреннему давлению в этом сечении, причем в передней части корпуса она максимальна, а в районе заднего среза постепенно уменьшается. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя.