Заряд стартового ракетного двигателя



Заряд стартового ракетного двигателя
Заряд стартового ракетного двигателя
Заряд стартового ракетного двигателя
Заряд стартового ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2455516:

Федеральное Казенное предприятие "Казанский государственный казенный пороховой завод" (ФКП "КГКПЗ") (RU)

Заряд стартового ракетного двигателя реактивной гранаты содержит пучок тонкостенных пороховых трубок, скрепленных с передним дном двигателя, и расположенную в канале порохового пучка металлическую перфорированную трубку с размещенным внутри нее электрозапалом. Перфорированная трубка заполнена воспламенительным составом, состоящим из двух равных частей в виде мелкой и крупной фракции порохов одинаковой или разной природы, расположенных последовательно по длине внутри воспламенительной трубки и разделенных стационарной газопроницаемой перегородкой. Электрозапал размещен у переднего дна двигателя в центре группирования отверстий перфорации трубки. Изобретение позволяет увеличить начальную скорость реактивной гранаты, повысить стабильность баллистических характеристик заряда, а также снизить температурный перепад начальных скоростей. 2 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

 

Предлагаемое изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым в противотанковых гранатометах и штурмовом оружии.

Заряды этого класса представляют собой, как правило, пучок тонкостенных пороховых трубок, скрепленных в единый блок и склеенных с передним дном двигателя (Фиг.1).

Воспламенение таких зарядов осуществляется либо со стороны сопла ракетного двигателя, либо со стороны центрального канала порохового пучка посредством осевого воспламенительного устройства, представляющего собой перфорированную металлическую трубку с наполнителем из зерненого дымного пороха, пиротехнических или пороховых зерен и их смесей.

Эффективность воспламенительного устройства повышается в случае использования в составе осевого воспламенительного устройства комбинированной навески, обеспечивающей как воспламенение основного заряда, так и сопровождение процесса его горения до конца процесса, включая дожигание остатков. При этом предпочтительно воспламенительный состав и сопроводитель разместить раздельно, без смешивания.

Известна, например, дожигательная камера по заявке 94036383/02 от 28.09.1994 г. (опубликовано 20.07.1997) - см. Фиг.2.

В указанной камере предварительно сжигается мелкозерненая навеска, расположенная в отдельной полости 2, которая поджигает пороховые шашки 5, продукты горения которых зажигают основной заряд и сопровождают его горение на переходном режиме. Такая конструкция обеспечивает безотказность воспламенения, но не улучшает энергетических параметров основного заряда.

Предлагаемая конструкция имеет целью, сохраняя эффект стабилизации параметров горения от выстрела к выстрелу, свойственный для комбинированных воспламенителей, дополнительно улучшить эффективность основного заряда по энергетическим характеристикам.

Предлагаемый вариант отличается от прототипа более простой конструкцией и решением не одной, а двух задач: 1 - обеспечение стабильного воспламенения основного заряда (как у прототипа), 2 - обеспечение более полного сгорания основного заряда (см. Фиг.1).

В связи с этим предлагается заряд для стартового ракетного двигателя реактивной гранаты, содержащий пучок тонкостенных пороховых трубок, скрепленных с передним дном двигателя, и расположенную в канале порохового пучка металлическую перфорированную трубку, заполненную воспламенительным составом, с размещенным внутри трубки электрозапалом, в котором воспламенительная навеска состоит из двух равных частей в виде мелкой и крупной фракции порохов одинаковой или разной природы, расположенных последовательно по длине внутри воспламенительной трубки и разделенных стационарной газопроницаемой перегородкой, а электрозапал размещен у переднего дна двигателя в центре группирования отверстий перфорации трубки.

Предпочтительно суммарная площадь отверстий перфорации в 2,0-2,5 раза больше площади внутреннего сечения воспламенительной трубки, а диаметр отверстий перфорации более чем в 1,2 раза меньше размера частиц (зерен) крупной фракции.

Размер частиц крупной фракции при использовании порохов различной природы обеспечивает их полное сгорание за время не более 0,8 времени горения основного заряда.

Указанная цель достигается за счет того, что основной воспламенитель 6 (мелкая фракция) и сопроводитель 7 (крупная фракция) расположены в едином корпусе перфорированной трубки 4, разделены несгораемой газопроницаемой перегородкой 5 и доставляют продукты своего горения в канал основного заряда ракетного двигателя раздельно во времени:

а) основной воспламенитель 6 срабатывает от электрозапала 8, зажигает заряд 1 и выводит его на стационарный режим; давление в камере сгорания ракетного двигателя при стационарном режиме превышает давление внутри воспламенительной трубки в 5-10 раз и «запирает» выход продуктов горения сопроводителя на весь период горения основного заряда;

б) истечение продуктов горения сопроводителя 7 происходит в период спада давления в камере ракетного двигателя и направлено в ту часть заряда 1, где остались недогоревшие остатки, которые без обдува газами и твердыми частицами сопроводителя затухают при спаде давления и их энергия не используется. Прирост за счет дожигания достигает 4-5% по начальной скорости гранаты.

Такая последовательность горения воспламенителя и заряда достигается за счет следующих конструктивных факторов.

1. Расположения перфорации на трубке воспламенителя только в зоне размещения навески мелкой фракции, что дает возможность исключить высокие давления в трубке и избежать разрушений основного заряда (см. Фиг.3-4).

2. Размещения электрозапала в центре навески мелкой фракции напротив отверстия перфорации, что также способствует ликвидации продольных волн давления внутри трубки осевого воспламенительного устройства.

3. Наличия газопроницаемой перегородки 5 между мелкой и крупной фракциями, проходы в которой меньше размера зерен крупной фракции, что не допускает их попадания в зону мелкой фракции в начальной стадии горения.

4. Газопроницаемая (при горении) перегородка между мелкой и крупной фракциями позволяет использовать пороха различной природы, снимая вопрос их взаимодействия при длительном хранении.

5. Диаметр отверстий перфорации воспламенительной трубки более чем 1,2 раза меньше размера зерен крупной фракции, что замедляет начало их выброса из трубки осевого воспламенительного устройства в камеру ракетного двигателя.

6. Выбор суммарной площади отверстий перфорации, в 2,0-2,5 раза превышающей площадь поперечного сечения трубки осевого воспламенительного устройства, снижает уровень давления в струе истекающих из отверстий трубки газов, что предотвращает разрушение пороховых трубок основного заряда и вырыв их из узла крепления с дном ракетного двигателя.

7. Размер зерен крупной фракции подбирается таким образом, чтобы зерна сгорали в течение 0,7-0,8 времени работы двигателя.

Указанные отличия обеспечивают заявляемому изобретению соответствие критерию «новизна», увеличивают начальную скорость гранат, улучшают стабильность баллистических характеристик порохового заряда (разброс начальных скоростей и давлений в группе выстрелов), снижают температурный перепад начальных скоростей, а следовательно, обеспечивают соответствие заявляемого изобретения критерию «изобретательский уровень» (см. таблицу 1). Достижение положительного эффекта на предлагаемой конструкции подтверждается также результатами баллистических испытаний в объеме более 300 выстрелов на заводе-изготовителе, а также более 800 испытаний в составе комплекса (см. таблицу 1).

Заряд отрабатывался на ФКП «КГ КПЗ», г. Казань, баллистические испытания проводились на полигонах ФКП «КГ КПЗ» и ФГУП «ГНПГ «Базальт», г. Москва.

Таблица 1
Результаты сравнительных испытаний зарядов с воспламенителем известной и предлагаемой конструкций
Вид конструкции Давление при 50°С, МПа Начальная скорость гранаты, м/с Температурный перепад
15°С 50°С минус 40°С
V rv
Известная конструкция, 30 отв. равномерно по длине
обр. 1/06К (25 шт.) 55,4 127,5 2,5 137,0 113,5 18,5
обр. 2/06К (32 шт.) 59,5 129,1 2,3 140,8 116,2 19,1
Предлагаемая конструкция, 18 отв. ⌀ 4 мм у переднего дна
54,0 131,0 1,5 139,4 118,7 15,8
54,3 130,5 1,2 139,5 119,1 15,4
55,4 131,1 0,8 139,7 119,4 15,3
54,2 131,8 1,1 139,1 118,8 15,5

Из представленных данных видно, что предлагаемая конструкция увеличила начальную скорость гранаты на 2,2%, снизила разброс в группе выстрелов в 2,1 раза, уменьшила температурный перепад начальной скорости на 3,3% и стабилизировала его величину.

1. Заряд для стартового ракетного двигателя реактивной гранаты, содержащий пучок тонкостенных пороховых трубок, скрепленных с передним дном двигателя, и расположенную в канале порохового пучка металлическую перфорированную трубку, заполненную воспламенительным составом, и размещенным внутри трубки электрозапалом, отличающийся тем, что воспламенительная навеска состоит из двух равных частей в виде мелкой и крупной фракции порохов одинаковой или разной природы, расположенных последовательно по длине внутри воспламенительной трубки и разделенных стационарной газопроницаемой перегородкой, а электрозапал размещен у переднего дна двигателя в центре группирования отверстий перфорации трубки.

2. Заряд по п.1, отличающийся тем, что суммарная площадь отверстий перфорации в 2,0-2,5 раза больше площади внутреннего сечения воспламенительной трубки, а диаметр отверстий перфорации более чем в 1,2 раза меньше размера частиц (зерен) крупной фракции.

3. Заряд по п.1, отличающийся тем, что размер частиц крупной фракции при использовании порохов различной природы обеспечивает их полное сгорание за время не более 0,8 времени горения основного заряда.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для многократного запуска ракетных двигателей (РД), использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, при отработке двигателей в стендовых условиях.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам воспламенения зарядов ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных твердотопливных двигателей различного назначения или твердотопливных газогенераторов и может быть использовано в конструкциях узла воспламенения заряда.

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

Изобретение относится к системам зажигания ракетных двигателей. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке воспламенителей для зарядов к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании двигательной установки, состоящей из маршевого и стартового ракетных двигателей твердого топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных. .

Изобретение относится к ракетной технике, более конкретно к воспламенительным устройствам твердых ракетных топлив и способам воспламенения для малых модельных установок и стендовых испытаний.

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет

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 и может быть использовано при изготовлении заряда твердого ракетного топлива к ракетному двигателю или газогенератору

Изобретение относится к испытательной технике, а точнее к области бесконтактной передачи команд запуска (БСЗ) пиротехнических устройств при разгоне ракетных поездов по направляющим ракетно-катапультирующей установки (РКУ) с катапультированием объекта испытания в свободный полет

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ)

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения
Наверх