Твердотопливный газогенератор


 


Владельцы патента RU 2468237:

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

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может применяться в конструкции твердотопливных газогенераторов либо ракетных двигателей твердого топлива. Твердотопливный газогенератор содержит цилиндрический корпус с расходным узлом, вкладной заряд твердого топлива, съемную соосную с корпусом цилиндрическую оболочку, установленную между корпусом и зарядом, с сообщающимися между собой зазорами. Расходный узел образован соплами, размещенными на цилиндрической части корпуса в одной радиальной плоскости. Торцы цилиндрической оболочки соединены с передним и задним днищами соответственно, а сообщение зазоров выполнено с помощью отверстий в цилиндрической оболочке, расположенных напротив расходных отверстий на корпусе. На переднем и заднем днищах установлены съемные защитные экраны с перепускными отверстиями с образованием полостей между ними и внутренними поверхностями днищ, не сообщающихся с полостью между корпусом и цилиндрической оболочкой. Изобретение позволяет повысить надежность газогенератора, за счет снижения уровня теплового воздействия на силовые элементы корпуса и снижения уровня эрозионного воздействия продуктов сгорания на поверхность заряда. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может применяться в конструкции твердотопливных газогенераторов (либо ракетных двигателей твердого топлива).

Известна конструкция твердотопливного газогенератора в составе ракетного двигателя, содержащего цилиндрический корпус с расходным узлом, вкладной заряд твердого топлива (ТТ), съемную соосную с корпусом цилиндрическую оболочку, установленную между корпусом и зарядом, с сообщающимися между собой зазорами (см. патент РФ №2211356).

Недостатком указанной конструкции является высокий уровень теплового нагружения незащищенного переднего днища корпуса (при такой конструктивной схеме переднее и заднее днища имеют одинаковую теплонапряженность), обусловленный высоким уровнем скорости газового потока и высоким уровнем излучения со стороны продуктов сгорания и цилиндрической оболочки, разогретой до температуры среды. Кроме того, высокая скорость обтекания заряда может приводить к его эрозионному горению, приводя к нерасчетному газообразованию.

Технической задачей настоящего изобретения являться повышение эффективности и надежности газогенератора с вкладным зарядом всестороннего горения за счет снижения уровня теплового воздействия на силовые элементы корпуса и снижения уровня эрозионного воздействия продуктов сгорания на поверхность заряда, тем самым обеспечивая возможность многократного использования элементов конструкции.

Сущность изобретения состоит в том, что твердотопливный газогенератор, содержащий цилиндрический корпус с расходным узлом, вкладной заряд твердого топлива, съемную соосную с корпусом цилиндрическую оболочку, установленную между корпусом и зарядом, с сообщающимися между собой зазорами, снабжен расходным узлом, образованным соплами, размещенными на цилиндрической части корпуса в одной радиальной плоскости, торцы цилиндрической оболочки соединены с передним и задним днищами соответственно, сообщение зазоров выполнено с помощью отверстий в цилиндрической оболочке, расположенных напротив расходных отверстий на корпусе, при этом на переднем и заднем днищах установлены съемные защитные экраны с перепускными отверстиями с образованием полостей между ними и внутренними поверхностями днищ, не сообщающихся с полостью между корпусом и цилиндрической оболочкой.

Технический результат достигается:

- наличием защитного экрана, позволяющего снизить суммарный уровень теплового воздействия на переднее и заднее днище (лучистый и конвективный);

- наличием перепускных отверстий в защитном экране, позволяющих исключить перепад давления между объемами камеры сгорания и полостей у днищ, что исключает силовую нагрузку на элементы теплозащиты;

- отсутствием прямого сообщения между объемами, образованными экраном с передним (или заднем) днищем и цилиндрической оболочкой с корпусом, где установлены расходные узлы, минуя камеру сгорания, что обеспечивает низкий уровень скорости обтекания поверхности днища продуктами сгорания, т.е. наличие застойной зоны;

- отверстиями в цилиндрической оболочке, которые снижают скорость обтекания заряда и соответственно уровень эрозионного воздействия продуктов сгорания на него.

На чертеже представлен эскиз газогенератора, содержащего цилиндрический корпус 1 с расходным узлом с соплами 2, заднее днище 3 и переднее днище 4, вкладной заряд ТТ 5, цилиндрическую оболочку 6 с расходными отверстиями d1, защитный экран 7 с перепускными отверстиями d2.

Схема работы газогенератора: после подачи команды на запуск, срабатывания системы воспламенения, воспламенения заряда твердого топлива 5, поток продуктов сгорания истекает из камеры сгорания в полость между цилиндрической оболочкой 6 и цилиндрическим корпусом 1 через расходные щели d1, далее через расходные узлы 2 во внешнюю среду. Поскольку область между передним днищем 4 (или задним днищем 3) и защитным экраном 7 с ообщается с камерой сгорания через перепускные отверстия d2, но не сообщается с полостью, образованной цилиндрической оболочкой 6 и корпусом 1, из которой происходит истечение во внешнюю среду, в ней не возникает организованного течения, т.е. образуется застойная зона. В застойной зоне, характеризующейся сравнительно более низким уровнем скорости обтекания поверхности потоком продуктов сгорания и сравнительно более низким уровнем температуры среды вследствие остывания за счет теплоотдачи в ограждения и отсутствием активного массообмена, значительно ниже уровень конвективного и лучистого теплообмена.

Разработка позволяет повысить эффективность и надежность ТТ газогенератора с вкладным зарядом всестороннего горения за счет снижения уровня теплового воздействия на силовые элементы корпуса и снижения уровня эрозионного воздействия продуктов сгорания на поверхность заряда, тем самым обеспечивая возможность многократного использования элементов конструкции. В случае многократного использования (например, для отработки вкладных зарядов твердого топлива) значительно упрощается подготовка газогенератора к повторному использованию и снижаются затраты на материальную часть.

Твердотопливный газогенератор, содержащий цилиндрический корпус с расходным узлом, вкладной заряд твердого топлива, съемную соосную с корпусом цилиндрическую оболочку, установленную между корпусом и зарядом, с сообщающимися между собой зазорами, отличающийся тем, что в нем расходный узел образован соплами, размещенными на цилиндрической части корпуса в одной радиальной плоскости, торцы цилиндрической оболочки соединены с передним и задним днищами соответственно, сообщение зазоров выполнено с помощью отверстий в цилиндрической оболочке, расположенных напротив расходных отверстий на корпусе, при этом на переднем и заднем днищах установлены съемные защитные экраны с перепускными отверстиями с образованием полостей между ними и внутренними поверхностями днищ, не сообщающихся с полостью между корпусом и цилиндрической оболочкой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к области горения унитарных твердых топлив в низкотемпературных газогенерирующих устройствах, которые могут быть использованы в системах управления ракетных комплексов.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности к бескорпусным ракетным двигателям. .

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, а именно относится к ракетной технике, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности, или третьей ступени ракеты.
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к бронесоставу для покрытия заряда твердого ракетного топлива. .

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) и предназначено для всех типов ракет, от ручных гранатометов и систем залпового огня до ракет подводных лодок и космических.

Изобретение относится к области ракетной техники, более конкретно к катапультному устройству для малогабаритных ракет либо другого полезного груза. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях управляемых и неуправляемых ракет. .
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива
Изобретение относится к горючему жидкому ракетному топливу, представляющему собой раствор диацетилена в форамиде в соотношении 83,135% - 30% диацетилена и 16,865% - 70% формамида

Твердотопливный газогенератор катанультного устройства ракеты включает корпус с передней крышкой, опорной решеткой, ниронатроном и центральной трубкой-запальником с перфорированным участком со стороны опорной решетки и форсажный заряд из твердого топлива. Форсажный заряд размещен в герметичном секционном пакете из полиэтилентерефталатной пленки, ламинированной полиэтиленом, в виде патронташа, свернутого в цилиндр и размещенного в кольцевом объеме между стенками корпуса газогенератора и центральной трубкой-запальником. Герметичные за счет сварных швов секции пакета на части длины, со стороны передней крышки заполнены тонкосводными шашками баллиститного твердого ракетного топлива, а на оставшейся длине - дымным гранулированным порохом. Общая масса дымного пороха составляет 0,6 от суммарной массы тонкосводных шашек баллиститного твердого ракетного топлива. Тонкосводные шашки баллиститного твердого ракетного топлива и навеска гранулированною дымного пороха в каждой секции разделены общим для всех секций сварным разделительным швом. Перфорация трубки-запальника расположена но месту заполнения секций дымным гранулированным порохом. Изобретение позволяет повысить надежность твердотопливного газогенератора и повысить стабильность его характеристик. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области создания реактивных двигателей для ракетной техники. Реактивный двигатель включает камеру с твердым зарядом, состоящим из, не менее одного, бризантного взрывчатого вещества и имеет кумулятивную выемку для создания области имитации сопла. Камера двигателя выполнена в виде защитной оболочки, внутри которой последовательно по оси размещены капсюль-детонатор, соединенный с управляющим блоком, и линза из инертного пористого материала. На камере двигателя, с противоположного торца относительно кумулятивной выемки, установлен демпфирующий узел для соединения с объектом передвижения. Изобретение позволяет повысить эффективность реактивного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, реактивное сопло, а также пиротехнические газогенераторные шашки. Одна часть пиротехнических шашек вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая - вещество-окислитель. Горючее вещество или вещество-окислитель направлено в рубашку охлаждения камеры сгорания и используется для ее охлаждения, либо два компонента направлены в разные отсеки рубашки охлаждения. В другом варианте ракетного двигателя две шашки одинакового диаметра образуют трубу, с одной стороны которой выполнена камера сгорания, а с другой - торец. Труба разделена поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения. Группа изобретений позволяет снизить температуру, воздействующую на стенки корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%. Ракетное топливо имеет избыток горючего по отношению к окислителю. Изобретение позволяет повысить тепловыделение топлива. 8 з.п. ф-лы.

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами. В случае если каналов в шашке несколько, они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса. В другом варианте выполнения ракетного двигателя по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии выполняют наклонными, причем скорость горения лидер-топлива, либо лидер-топлива и основного топлива уменьшается. В задней части двигателя выполнено центральное конусное углубление, на котором выполняется еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя. Кроме того, в передней части двигателя с одним центральным каналом может быть выполнено еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной. В других вариантах выполнения передняя боковая часть двигателя выполнена в виде одного или нескольких конусных слоев и сделана из основного топлива с большей скоростью горения, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка занимает не всю поверхность заднего торца. Кроме того, скорость горения основного топлива может непрерывно или слоями уменьшаться на периферии. При вертикальном старте конического ракетного двигателя задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель устанавливают на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре. До старта двигатель удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности. Группа изобретений позволяет исключить необходимость разделения двигателя на ступени за счет отсутствия корпуса и сопла, а также обеспечить изменение тяги при работе двигателя. 11 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь. Указанные выше вещества подают при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции их термического разложения за счет тепла экзотермической реакции. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, в котором в камеру сгорания дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан. Еще одно изобретение группы относится к ракетному двигателю на твердом топливе, в котором твердые гидриды дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива входят в состав твердого ракетного топлива. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 3 н. и 6 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании ракет различного назначения, в частности космического, в системе аварийного спасения. Твердотопливный ракетный двигатель состоит из двух прочноскрепленных с корпусами зарядов твердого топлива канально-щелевой формы, соединенных переходником с газоходами и соплами. Профилированные щели каналов обоих зарядов повернуты друг относительно друга вокруг продольных осей зарядов на угол, равный половине шага их расположения. Входная часть каждого сопла утоплена в газоход на величину 0,1…0,2 диаметра входа в газоход. Изобретение позволяет снизить потери давления внутри камеры сгорания, а также пассивную массу конструкции ракетного двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд, сопло и переднюю крышку. Передняя крышка выполнена в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, а между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, рассчитанный на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитан корпус. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя твердого топлива и сократить в исходном состоянии габариты летательного аппарата с указанным двигателем. 2 ил.
Наверх