Твердотопливный заряд для ракетного двигателя



Твердотопливный заряд для ракетного двигателя
Твердотопливный заряд для ракетного двигателя
Твердотопливный заряд для ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2464440:

Открытое акционерное общество "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 в углублениях с площадью отдельного точечного бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3,0 мм2. Точки бронирования расположены по наружной боковой поверхности заряда на расстоянии друг от друга не менее 3,0 мм. Точечные участки бронирования утоплены в шашку и расположены заподлицо с наружной боковой поверхностью заряда. Изобретение позволяет уменьшить максимальное давление в камере сгорания ракетного двигателя твердого топлива, снизить максимальные размеры бронечастиц, выбрасываемых при его работе, а также снизить вероятность срыва бронепокрытия с поверхности шашки продуктами сгорания. 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, 2355906.

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

- заглохание авиационного двигателя за счет "засасывания" факела РДТТ стартующих ракет в воздухозаборник авиационного двигателя (АД).

- попадание в воздухозаборник авиационных двигателей твердых частиц заряда ТРТ ракетного двигателя, а именно частиц бронепокрытия заряда.

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

Недостатками конструкции аналогов и прототипа являются:

- наличие в продуктах сгорания (ПС) частиц заряда массой до 1,5 г, воздействие которых на лопатки компрессора АД существенно снижает рабочий ресурс АД:

- ограниченные возможности конструкции прототипа для обеспечения требуемых зависимостей Р(τ) для РДТТ (Р - давление в камере сгорания 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 массой 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 наружной боковой поверхностью, при этом суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению

Sбр>Soпор·Fсв,

где Sбр - суммарная площадь бронепокрытия,

So - площадь поверхности горения заряда,

χпор - пороговое значение параметра профессора Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива,

Fсв - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда, отличающегося тем, что бронепокрытие выполнено в углублениях с площадью отдельного "точечного" бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3,0 мм2, при этом точки бронирования расположены по наружной боковой поверхности заряда на расстоянии (L) друг от друга не менее 3,0 мм, причем точечные участки бронирования утоплены в шашку на глубину, заподлицо с наружной боковой поверхностью заряда.

Патентуемая конструкция заряда позволяет реализовать оптимальную, в зависимости от назначения РДТТ и ракеты, зависимость (Фиг.2) "давление - время" Р(τ) в части по Рmax 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:

1 - шашка ТРТ;

2 - канал;

3 - отдельное "точечное" бронепокрытие (размеры "точечного" бронепокрытия условно увеличены);

L - расстояние между "точечным" бронепокрытием.

Фиг.2 Зависимости Р(τ) давление - время патентуемой конструкции и прототипа:

Pmax 1 - максимальное давление в РДТТ заряда без "точечного" бронепокрытия.

Pmax 2 - максимальное давление в РДТТ для патентуемой конструкции.

Фиг.3 Характер выгорания ТРТ заряда с "точечным" бронепокрытием:

1 - шашка ТРТ;

2 - канал;

3 - отдельное "точечное" бронепокрытие (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 "точечных" бронировок, размещенных в углублениях по наружной 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 и минимального их влияния, например, на искажение нейтральной зависимости Р(τ). По сути патентуемая конструкция позволяет помимо нейтральной зависимости Р(τ) обеспечить существенное снижение величины Pmax (Фиг.2) при выходе РДТТ на рабочий режим с обеспечением как нейтральной, так и другой программированной зависимости Р(τ).

Заглубление бронепокрытия в заряд и выполнение его заподлицо с наружной боковой поверхностью (Фиг.3) повышает эффективность "точечного" бронирования за счет уменьшения вероятности смыва (срыва) бронепокрытия с поверхности шашки ТРТ ПС воспламенителя и заряда ТРТ.

Сущность и отличительные признаки патентуемого изобретения заключаются:

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

2. В осуществлении площади S0бр отдельного "точечного" бронепокрытия в пределах: S0бр - 0,5…3,0 мм2.

При этом при площади отдельного "точечного" бронепокрытия S0бр<0,5 мм2 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 шашки заряда ТРТ, т.е. эффект "точечного" бронирования может не сработать в полном объеме. При площади отдельного "точечного" бронепокрытия Sбр>3,0 мм2 уменьшается эффект "точечного" бронирования заряда, затрудняется осуществление программированной зависимости Р(τ) в требуемом объеме.

3. Расстояния (L) между "точечными" бронепокрытиями не менее 3 мм, что обусловлено необходимостью обеспечения строго-геометрического горения по эквидистантным поверхностям заряда ТРТ с учетом 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 требуемую зависимость Р(τ).

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

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

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя, выполненный в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной наружной боковой поверхностью, при этом суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению
Sбр>Soпор·Fсв,
где Sбр - суммарная площадь бронепокрытия;
So - площадь поверхности горения заряда;
χпор - пороговое значение параметра профессора Ю.А. Победоносцева для твердого ракетного топлива;
Fсв - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда, отличающийся тем, что бронепокрытие выполнено в углублениях с площадью отдельного "точечного" бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3,0 мм2, при этом точки бронирования расположены по наружной боковой поверхности заряда на расстоянии (L) друг от друга не менее 3,0 мм, причем точечные участки бронирования утоплены в шашку на глубину заподлицо с наружной боковой поверхностью заряда.



 

Похожие патенты:

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

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

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 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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью. В кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы из быстросгораемого материала, заполненные топливом. Топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки формообразующего элемента эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом. Поперечный размер отверстий перфораций в формообразующих элементах больше свода горения топлива, заполняющего формообразующий элемент. Поверхность формообразующих элементов покрыта герметизирующим покрытием. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса топливом. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкциям зарядов твердотопливных ракетных двигателей. Ракетный двигатель включает камеру сгорания, пластинчатый заряд твердого топлива из сплошных и перфорированных дисков, боковая поверхность которого покрыта бронирующим покрытием, и сопло. Пластинчатый заряд состоит из последовательно расположенных наборов перфорированных и сплошных дисков. В перфорированных дисках выполнены не менее трех симметрично расположенных сквозных отверстий диаметром не менее 0,5 мм, сообщающихся на тыльной стороне диска канавками сечением не менее 0.25 мм2. Бронирующее покрытие выполнено из эластичного материала, а толщина перфорированного диска и площадь критического сечения сопла определяются соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить коэффициент объемного заполнения ракетного двигателя при высоком значении массовой скорости горения. 3 табл., 2 ил.
Наверх