Твердотопливный ракетный двигатель


 


Владельцы патента RU 2458244:

Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд. Заряд снабжен радиальными щелями и поперечной кольцевой щелью, образованной тонкостенным неизвлекаемым элементом и прилегающей к радиальным щелям. Тонкостенный неизвлекаемый элемент в зеркальном отображении воспроизводит по форме переднее днище корпуса от места скрепления указанного элемента с передним днищем до канала заряда. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры ракетного двигателя топливом, а также упростить технологию его изготовления. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

В конструкциях прочноскрепленных канальных зарядов цилиндрического типа с эллиптическими днищами современных маршевых РДТТ в качестве компенсатора начальной поверхности горения используют наклонную кольцевую поперечную щель (Ракетная и космическая техника, №35, 1980, с.12).

Использование таких конструкций зарядов позволяет реализовать текущую диаграмму секундного расхода с малыми отклонениями (8-10%) максимального значения от среднего. Однако рассматриваемому классу зарядов присущи определенные недостатки, связанные прежде всего с высоким уровнем напряженно-деформированного состояния (НДС) в вершине кольцевой щели, возникающие при охлаждении снаряженного корпуса из-за температурной усадки и упругих перемещений корпуса и днища при нагружении давлением.

Известен принятый за прототип твердотопливный ракетный двигатель по патенту РФ №2154183 (опубл. 10.08.2000 г.), содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд, снабженный кольцевой щелью.

Разделение заряда на две части с помощью предусмотренной конструкции манжеты с законцовками, расположение поверхностей, образующих горящую поверхность кольцевой щели, под острым углом друг к другу позволили ликвидировать топливную перемычку между вершиной кольцевой щели и корпусом двигателя и тем самым решить прочностные вопросы, связанные с работоспособностью конструкции заряда и несколько уменьшить ширину щели по всему диаметру.

Однако известное техническое решение обладает рядом недостатков, связанных с технологическими трудностями в процессе изготовления. В частности, применение традиционной схемы изготовления с использованием технологической оснастки для формирования кольцевой щели затруднено в связи с необходимостью извлечения технологической оснастки, высота которой превышает диаметр канала. Кроме того, конструкция оснастки, формирующей кольцевую щель прототипа, сложна из-за большого количества элементов, требующих соединения между собой при сборке оснастки в корпусе и последующего извлечения после изготовления заряда. Это является также существенным препятствием для достижения минимизации допустимого для данной конструкции с точки зрения прочности и газодинамики раскрытия компенсатора начальной поверхности горения в виде кольцевой щели, влияющего на повышение объемного заполнения корпуса топливом и, соответственно, на эффективность работы двигателя.

Задачей заявляемого изобретения является разработка конструкции твердотопливного ракетного двигателя, позволяющей повысить эффективность его работы за счет увеличения коэффициента заполнения камеры двигателя топливом путем создания условий для минимизации допустимого с точки зрения гарантированного раскрытия компенсатора начальной поверхности горения и полного ее воспламенения при одновременном упрощении технологии изготовления и последующей распрессовки заряда и сохранении схемы выгорания заряда и изменения текущих характеристик во времени.

Поставленная задача решается заявляемой конструкцией твердотопливного ракетного двигателя, содержащего корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд, снабженный кольцевой щелью. Особенность заключается в том, что заряд дополнительно оснащен радиальными щелями, прилегающими одной из горящих поверхностей к кольцевой щели, выполненной поперечной и образованной тонкостенным неизвлекаемым элементом, в зеркальном отображении воспроизводящим по форме переднее днище корпуса от места скрепления указанного элемента с передним днищем до канала заряда.

Проведенный анализ уровня техники показывает, что заявляемый твердотопливный ракетный двигатель отличается от прототипа наличием радиальных щелей, прилегающих к горящей поверхности кольцевой щели и улучшающих ее воспламеняемость; иной формой горящей поверхности; созданием совмещенных поверхностей горения радиальных щелей и кольцевой щели; минимизированным раскрытием образованного двумя видами щелей компенсатора начальной поверхности горения.

В уровне техники отсутствует твердотопливный ракетный двигатель, в котором бы имело место предложенное сочетание существенных признаков, но именно такое сочетание обусловило решение поставленной задачи.

Радиальные щели дополнительно соединяют горящую поверхность кольцевой щели с каналом заряда, тем самым способствуют увеличению проходного сечения, через которое продукты сгорания топлива из узкой кольцевой щели поступают в канал, что обусловливает снижение газодинамической напряженности заряда.

При формировании кольцевой щели с помощью тонкостенного неизвлекаемого элемента перья оснастки для радиальных щелей прилегают к нему и являются достаточно надежной поддерживающей опорой, которая обеспечивает требуемое месторасположение элемента в корпусе. Перья оснастки также могут быть использованы в качестве элемента крепления тонкостенного неизвлекаемого элемента по внутреннему диаметру.

Сущность предлагаемой конструкции твердотопливного ракетного двигателя иллюстрируется графическим изображением, на котором приведена часть продольного разреза двигателя.

Двигатель содержит корпус 1 с днищами 2 (заднее днище не показано), скрепленный с корпусом заряд 3, имеющий центральный канал 4, тонкостенный неизвлекаемый элемент 5, формообразующий сквозную кольцевую щель, и радиальные щели 6.

После изготовления и полимеризации заряда 3, последующего извлечения иглы через канал 4 удаляют элементы оснастки, формирующие радиальные щели 6.

Предлагаемая конструкция твердотопливного ракетного двигателя работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя (не показан) канал 4 и тонкостенный неизвлекаемый элемент 5, а затем и образованная им сквозная кольцевая щель воспламеняются. Процесс горения происходит параллельными слоями. Следует отметить, что скорость горения тонкостенного неизвлекаемого элемента и, соответственно, его материал (например, фторопласт, алюминий) определяют при проектировании конкретного двигателя исходя из того, что скорость горения указанного элемента должна быть больше или равна скорости горения заряда.

Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Создание таких конструкций актуально и перспективно ввиду повышения эффективности ракетных комплексов.

Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд, снабженный кольцевой щелью, отличающийся тем, что заряд дополнительно оснащен радиальными щелями, прилегающими одной из горящих поверхностей к кольцевой щели, выполненной поперечной и образованной тонкостенным неизвлекаемым элементом, в зеркальном отображении воспроизводящим по форме переднее днище корпуса от места скрепления указанного элемента с передним днищем до канала заряда.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетным двигателям для ракетно-космического моделирования в сфере технических видов творчества молодежи и детских развивающих игр. .

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к ракетостроению, в частности к двигателестроению. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ). .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкциям твердотопливных зарядов, предназначенных для обеспечения ступенчатого изменения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для твердотопливных изделий различного назначения.

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на высокоэнергетических составах

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель. В двигателе расположены коаксиальные и не коаксиальные слои топлива, поперечные плоские или вогнутые слои топлива. Слои топлива имеют разную толщину, разную скорость горения, разное тепловыделение. Реактивный гранатомет содержит трубчатую направляющую, механизм и барабан револьверного типа, рычаг или шток с лопаткой, пружину. Шток с лопаткой содержит ролик, входящий в паз зигзагообразной формы. На разветвлениях паза находятся подпружиненные храповики. Изобретение позволяет повысить точность стрельбы. 11 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и во вспомогательных ракетных двигателях твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2%÷10% от общей массы заряда. Изобретение позволяет повысить эффективность использования заряда твердого топлива, за счет уменьшения разгара критического сечения его канала. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей со скрепленным с корпусом зарядом смесевого твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива включает корпус, скрепленный с ним основной канально-щелевой заряд с частичной бронировкой, в канале которого соосно основному размещен дополнительный заряд твердого топлива. На цилиндрическую часть канала основного заряда нанесена бронировка. Дополнительный заряд имеет звездообразную форму внутреннего канала и вклеен в коническую часть канала основного заряда через промежуточный слой эластичного термостойкого материала. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса ракетного двигателя топливом, а также упростить схему размещения дополнительного заряда. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ракетный двигатель бессоплового типа содержит шашку твердого ракетного топлива, имеющую один или несколько продольных каналов на всю длину шашки заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо. Наружная поверхность шашки упрочнена трубой из плавящегося или сгораемого материала либо армирована высокомодульными волокнами, причем волокна ориентированы поперечно оси шашки, или и поперечно, и продольно, или по объемной спирали в разных направлениях. Изобретение позволяет повысить эффективность бессоплового ракетного двигателя, а также повысить прочность его шашки. 1 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и шашку ракетного топлива с продольным каналом. В топливной шашке - закрытополостные радиальные щелевые пустоты. Соотношение компонентов топлива ракетного двигателя: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31, или алюмогидрида лития - 20,40%, динитрамида аммония - 53,33%, декаборана - 26,27%. Изобретение позволяет при работе ракетного двигателя увеличивать газопроизводительность шашки по мере ее выгорания. 3 ил.
Наверх