Ракетный двигатель твердого топлива


 


Владельцы патента RU 2468239:

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

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с задним днищем, заряд, воспламенитель, сопло маршевого режима и расположенные в районе заднего днища реверсивные сопла отсечки тяги, закрытые заглушками. Заглушки зафиксированы пирозамками, а заряд выполнен с глухим каналом. Корпус выполнен из композиционного материала по схеме «кокон» и содержит задний фланец, к которому пристыкована секция, выполненная в виде сферического сегмента. Реверсивные сопла отсечки тяги установлены на указанную секцию по нормали к поверхности сферического сегмента. Сопло маршевого режима частично утоплено в секцию в виде сферического сегмента, а воспламенитель размещен в ней. Изобретение позволяет уменьшить массу ракетного двигателя и увеличить время его работы при обеспечении минимальной длины и упрощении технологии изготовления. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

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

Известен РДТТ 3-ей ступени [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страница 167, рис.3.4], снабженный реверсивными соплами отсечки тяги, установленными на переднем днище. Недостатком рассматриваемого РДТТ является то, что реверсивные сопла, установленные на переднем днище, увеличивают длину РДТТ, вызывают проблемы компоновки РДТТ. В начале работы РДТТ реверсивные сопла отсечки тяги прикрыты зарядом (пока он еще не выгорел) и поэтому отсечка тяги возможна не в любой момент времени, а только ближе к окончанию работы РДТТ.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страница 166, рис.3.3], содержащий корпус с задним днищем, заряд, сопло маршевого режима и реверсивные сопла отсечки тяги, расположенные в районе заднего днища. Реверсивные сопла отсечки тяги закрыты зафиксированными пирозамками заглушками. Расположение реверсивных сопел в районе заднего днища сокращает длину РДТТ. Доступ продуктов сгорания к реверсивным соплам открыт с самого начала работы РДТТ. Однако рассматриваемая компоновка не позволяет применить корпус, выполненный из композиционного материала, по схеме «кокон». А именно такие корпуса имеют минимальную массу конструкции. Заряд указанного РДТТ имеет сквозной канал, не обеспечивающий большие времена работы вследствие малой величины горящего свода. Выполнение реверсивных сопел отсечки тяги на корпусе усложняет технологию изготовления РДТТ.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы конструкции и увеличение времени работы РДТТ при обеспечении его минимальной длины, упрощение технологии изготовления РДТТ.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с задним днищем, заряд, воспламенитель, сопло маршевого режима и расположенные в районе заднего днища реверсивные сопла отсечки тяги, закрытые заглушками, причем заглушки зафиксированы пирозамками, заряд выполнен с глухим каналом, а корпус выполнен из композиционного материала по схеме «кокон» и содержит задний фланец, к которому пристыкована секция, выполненная в виде сферического сегмента, причем реверсивные сопла отсечки тяги установлены на указанную секцию по нормали к поверхности сферического сегмента. Сопло маршевого режима может быть частично утоплено в секцию. Воспламенитель может быть размещен в секции.

Технический результат достигается следующим. За счет того, что заряд выполнен с глухим каналом, увеличивается величина горящего свода. Если при сквозном канале величина горящего свода определяется разницей радиусов корпуса и канала, то при глухом канале она определяется разницей длины корпуса (заряда) и глухого канала, т.е. является существенно большей величиной. Время работы РДТТ определяется величиной горящего свода и, соответственно, в предлагаемом РДТТ является максимальным. Глухой канал обеспечивает минимизацию потребной массы теплозащиты корпуса. За счет установки реверсивных сопел отсечки тяги на секцию, пристыкованную к заднему фланцу, обеспечивается возможность применения корпуса, выполненного из композиционного материала, по схеме «кокон». А именно такой корпус имеет минимальную массу конструкции. Выполнение секции в виде сферического сегмента и установка реверсивных сопел отсечки тяги по нормали к поверхности сферического сегмента секции обеспечивают осесимметричную форму мест сопряжения реверсивных сопел отсечки тяги с секцией. Указанное техническое решение обеспечивает минимальную массу конструкции и простоту технологии изготовления секции. А перенос реверсивных сопел отсечки тяги с корпуса, выполненного по схеме «кокон», на секцию упрощает технологию изготовления РДТТ в целом. Сопло маршевого режима частично утоплено в секцию для сокращения длины РДТТ. Воспламенитель размещен в секции для сокращения длины РДТТ.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показан продольный разрез РДТТ.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1 с задним днищем 2, заряд 3 и воспламенитель 4. РДТТ снабжен соплом 5 маршевого режима и расположенными в районе заднего днища 2 реверсивными соплами 6 отсечки тяги. Реверсивные сопла 6 отсечки тяги закрыты заглушками 7, зафиксированными пирозамками 8. Заряд 3 выполнен с глухим каналом 9. Корпус 1 выполнен из композиционного материала по схеме «кокон» и содержит задний фланец 10, к которому пристыкована секция 11, выполненная в виде сферического сегмента. Реверсивные сопла 6 отсечки тяги установлены на указанную секцию 11 по нормали к поверхности сферического сегмента. Сопло 5 маршевого режима частично утоплено в секцию 11. Воспламенитель 4 размещен в секции 11.

Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ осуществляется при срабатывании воспламенителя 4. Заряд 3 горит по поверхности глухого канала 9. При этом большая величина горящего свода заряда 3, равная разнице его длины и глубины глухого канала 9, обеспечивает большое время работы РДТТ. Заряд 3 с глухим каналом 9 при своем выгорании обеспечивает максимальное прикрытие стенок корпуса 1, т.е. минимизацию потребной массы теплозащиты корпуса 1. Отсечка тяги осуществляется при подаче команды на пирозамки 8. Заглушки 7 расфиксируются и под действием внутрикамерного давления продуктов сгорания вышибаются наружу, освобождая реверсивные сопла 6 отсечки тяги. Начинается истечение продуктов сгорания из реверсивных сопел 6 отсечки тяги, обеспечивающее отсечку тяги.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран ракетный двигатель твердого топлива [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страница 166, рис.3.3], заключается в уменьшении массы конструкции и увеличении времени работы РДТТ при обеспечении его минимальной длины, упрощении технологии изготовления РДТТ.

1. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), содержащий корпус с задним днищем, заряд, воспламенитель, сопло маршевого режима и расположенные в районе заднего днища реверсивные сопла отсечки тяги, закрытые заглушками, причем заглушки зафиксированы пирозамками, отличающийся тем, что заряд выполнен с глухим каналом, а корпус выполнен из композиционного материала по схеме «кокон» и содержит задний фланец, к которому пристыкована секция, выполненная в виде сферического сегмента, причем реверсивные сопла отсечки тяги установлены на указанную секцию по нормали к поверхности сферического сегмента.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что сопло маршевого режима частично утоплено в секцию.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что воспламенитель размещен в секции.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с отсечкой тяги посредством узлов отсечки тяги (УОТ), выполненных в виде сопел противотяги, закрытых вскрываемыми (или прорубаемыми) по команде заглушками.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с отсечкой тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.
Наверх