Заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты



Заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты
Заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты
Заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты

 


Владельцы патента RU 2476707:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты. Заряд выполнен из баллиститного твердого ракетного топлива, а воспламенитель содержит навеску дымного ружейного пороха и электрозапал. Заряд представляет собой моноблок с центральным каналом, выполненный в форме двух концентрично расположенных цилиндрических оболочек толщиной 2,6-3,0 мм, имеющих на внутренней и внешней поверхностях одинаковые осевые ребра такой же толщины. Число внешних ребер вдвое превышает число внутренних, а впадины между внутренними ребрами лежат на одном радиусе с каждой второй впадиной между внешними ребрами и имеют радиусы округления основания, равные радиусам скругления вершин внешних впадин. Воспламенитель размещен в канале заряда и содержит корпус с четырьмя отверстиями на боковой поверхности, установленную на внутренней поверхности корпуса защитную мембрану из алюминиевой фольги и втулку, установленную в корпусе для герметизации пороховой навески и размещения электрозапала. Параметры заряда и воспламенителя связаны соотношениями защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет снизить негативное воздействие продуктов сгорания на стрелка при обеспечении стабильности эксплуатационных характеристик заряда. 2 ил., 2 табл.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива и их воспламенителям.

Малогабаритные ракеты, используемые преимущественно в переносных зенитных ракетных комплексах, как правило, имеют работающие последовательно стартовый и маршевый двигатели.

Стартовый двигатель обеспечивает выход ракеты из пусковой трубы, маршевый - движение ракеты по траектории к цели.

К стартовым зарядам и системам их воспламенения таких ракет предъявляют следующие требования:

1. Малая масса, так как комплекс переносной.

2. Высокая энергетическая эффективность, обеспечивающая выход ракеты из пусковой трубы в течение не более 0,09 с для поражения цели на близком расстоянии.

3. Минимальное звуковое, термическое и кинетическое воздействие продуктов сгорания заряда на стрелка.

Известен стартовый заряд с воспламенителем, используемый в РДТТ [Виницкий A.M. Ракетные двигатели на твердом топливе. - М.: «Машиностроение», 1973, стр.262-265]. Заряд представляет собой вкладную небронированную шашку цилиндрической формы, на нижнем торце которой установлен электровоспламенитель с порохом ДРП-2, обеспечивающий воспламенение заряда. Общим с предлагаемым изобретением является использование небронированной шашки цилиндрической формы в сочетании с воспламенителем из ружейного дымного пороха.

Недостатком такого заряда с воспламенителем является низкая скорость газопритока вследствие неразвитой первоначальной поверхности горения заряда и торцевого расположения воспламенителя. Это не позволяет получить высокие параметры истечения газов из сопла и, соответственно, высокую динамику выстрела.

В известном стартовом ракетном двигателе улучшенной динамики, содержащем обечайку и газодинамический тракт [RU 2377431 от 17.12.2007, МПК8 F02K 9/32], заряд на твердом топливе выполнен в виде пучка дисковых элементов твердого топлива, размещенных вокруг центральной перфорированной трубки. Недостатком данного заряда является сложность многоэлементной конструкции, требующей большого труда при его сборке.

Известен заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты [RU 2312094 от 28.12.2005, МПК8 C06C 9/00, F02K 9/08] из баллиститного твердого ракетного топлива, выполненного в виде пучка тонкосводных топливных элементов, скрепленных с передним дном камеры РДТТ крепящим составом, с воспламенителем для стартового двигателя, размещенным в центральной полости межсоплового пространства заднего днища двигателя. Данная конструкция принята за прототип. При воспламенении такого заряда вероятны механические повреждения или даже разрушение топливных элементов с выбросом несгоревших фрагментов топлива, что приводит к снижению баллистических качеств заряда и выстрела в целом. Это, в свою очередь, сказывается на негативном воздействии на стрелка из-за недостаточной стабильности эксплуатационных характеристик. Общими признаками прототипа и изобретения являются выполненный из баллиститного твердого ракетного топлива заряд и воспламенитель с навеской дымного ружейного пороха.

Задача изобретения - создать заряд в сочетании с воспламенителем для стартового двигателя с импульсом в течение короткого (не более 0,09 с) времени при минимальном звуковом, термическом и кинетическом воздействии продуктов сгорания на стрелка при обеспечении стабильности эксплуатационных характеристик.

Технический результат достигается тем, что в конструкции заряда из баллиститного твердого ракетного топлива и воспламенителя, содержащего навеску дымного ружейного пороха и электрозапал, согласно изобретению, заряд представляет собой моноблок с центральным каналом, выполненный в форме двух концентрично расположенных цилиндрических оболочек толщиной 2,6-3,0 мм, имеющих на внутренней и внешней поверхностях одинаковые осевые ребра такой же толщины, причем число внешних ребер вдвое превышает число внутренних, а впадины между внутренними ребрами лежат на одном радиусе с каждой второй впадиной между внешними ребрами и имеют радиусы скругления основания, равные радиусам скругления вершин внешних впадин, а воспламенитель размещен в канале заряда и содержит корпус с четырьмя отверстиями на боковой поверхности, установленную на внутренней поверхности корпуса защитную мембрану из алюминиевой фольги и втулку, установленную в корпусе для герметизации пороховой навески и размещения электрозапала, при этом выполняются соотношения:

2,8δ≤d≤3,5δ,

5d≤L≤6d,

0,01d≤h≤0,02d,

где m - масса ружейного дымного пороха, г,

F - площадь боковой поверхности канала, мм2,

δ - величина зазора между наружным диаметром втулки и внутренней поверхностью защитной мембраны, мм,

d - диаметр отверстий в корпусе воспламенителя, мм,

L - длина защитной мембраны, мм,

h - толщина защитной мембраны, мм.

Цель достигается новой совокупностью существенных признаков. При этом конструкция заряда практически известна [RU 2155928 от 27.01.1999 г., МПК8 F42B 5/16].

Надежность воспламенения основного заряда обеспечивается правильным выбором количества тепла, подведенного к площади его поверхности. Это количество тепла определяется физико-химическими свойствами, скоростью движения, давлением и температурой продуктов сгорания заряда воспламенителя.

При недостаточной массе воспламенителя воспламенение вообще не произойдет. В случаях, когда масса воспламенителя завышена, происходит резкое нарастание давления в камере двигателя, которое приводит к разрушению заряда. Экспериментально определено, что масса воспламенителя в малогабаритных двигателях ПЗРК с баллиститным твердым ракетным топливом определяется соотношением

где m - масса ружейного дымного пороха, г,

F - площадь боковой поверхности канала, мм2.

Заряд выполнен в форме двух концентрично расположенных равнотолщинных цилиндрических оболочек, имеющих на внешних поверхностях одинаковые осевые ребра, толщины которых равны толщине оболочек, причем ребра внутренней оболочки жестко связаны с внутренней поверхностью внешней оболочки, число внешних ребер вдвое превышает число внутренних, а впадины между внутренними ребрами лежат на одном радиусе с каждой второй впадиной между внешними ребрами. Данная геометрия заряда позволяет обеспечить максимальную поверхность горения при его максимальной прочности.

Также вершины впадин между внешними ребрами и в основании впадин между внутренними ребрами имеют округлую форму и равны по значению. Наилучший результат достигается при выполнении заряда, у которого толщина лучей равна толщине колец и составляет 2,6-3,0 мм. Данное техническое решение позволяет исключить появление трещин в заряде, что обеспечивает стабильность горения и дополнительно снизить напряжения при старте ракеты и работе заряда.

Воспламенитель состоит из корпуса с четырьмя боковыми отверстиями во взаимно перпендикулярных плоскостях, электрозапала, помещенного во втулку с осевым отверстием, установленной в навеску дымного ружейного пороха и герметично закрепленной в корпусе воспламенителя, и установленной на внутренней поверхности корпуса воспламенителя цилиндрической защитной мембраны из алюминиевой фольги, которая расположена симметрично относительно осей боковых отверстий и закрывает их, причем она имеет следующие геометрические размеры:

2,8δ≤d≤3,5δ,

5d≤L≤6d,

0,01d≤h≤0,02d,

где δ - величина зазора между наружным диаметром втулки и внутренней поверхностью защитной мембраны, мм,

d - диаметр отверстий в корпусе воспламенителя, мм,

L - длина защитной мембраны, мм,

h - толщина защитной мембраны, мм.

Данные геометрические размеры объясняются следующим. При величине диаметра отверстий d в корпусе меньше нижнего предела будет иметь место недостаток газопритока, необходимого для надежного воспламенения заряда. При величине диаметра отверстия в корпусе больше верхнего предела, газовый поток продуктов сгорания воспламеняющего состава будет иметь низкую скорость и низкое давление, которые не позволят достигнуть надежного воспламенения заряда.

Геометрические размеры (длина и толщина) защитной мембраны определяются из соображения сохранения герметичности и обеспечения надежного воспламенения без задержки выхода пороховых газов.

Отверстия в корпусе воспламенителя выполнены непосредственно над электрозапалом, что позволяет обеспечить истечение газов продуктов горения воспламенительного состава к поверхности заряда в минимально возможное время.

Изобретение иллюстрируется чертежом и примером конкретного исполнения. На фиг.1 и 2 показан заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты.

Заряд 1 представляет собой цилиндрическую шашку с центральным каналом 2 с двумя концентрично расположенными цилиндрическими оболочками 3, имеющими на внутренней и внешней поверхностях одинаковые осевые ребра 4, между которыми находятся впадины 5. В центральный канал заряда помещен воспламенитель 6, представляющий собой корпус 7 с четырьмя отверстиями 8 на боковой поверхности, установленную на внутренней поверхности корпуса защитную мембрану 9 из алюминиевой фольги и втулку 10, установленную в корпусе для герметизации пороховой навески и размещения электрозапала 11.

Возгорание воспламенителя происходит в результате подачи напряжения на электрозапал. Газообразные продукты горения воспламенителя обеспечивают воспламенение всей поверхности горения заряда.

В таблице 1 пп.6, 7 приведены размеры деталей устройства (заряд с воспламенителем) в соответствии с формулой изобретения. В остальных примерах пп.1-5, 8-12 приведены данные, при которых не реализуется поставленная задача. Эти данные показывают существенность признаков изобретения в виде математических выражений, приведенных в формуле изобретения.

В таблице 2 пп.2-4 приведены толщины оболочек и ребер заряда в соответствии с формулой изобретения. В остальных примерах пп.1, 5 приведены данные, при которых не реализуется поставленная задача. В примере по п.1 предельное максимальное давление в камере двигателя превышает допустимое (не более 1716,2·104 Па), что негативно воздействует на стрелка. В примере по п.5 полное время работы двигателя не соответствует требованиям (не более 0,09 с).

Таблица 2
Экспериментальные данные по определению геометрических размеров оболочек и ребер.
№ п/п Толщина оболочки и ребер, мм Площадь горения, мм2 Полный импульс тяги, H·c Полное время работы двигателя, с, не более Предельное максимальное давление в камере двигателя, Па·104
1 2,5 61253 289,3 0,08 1808,1
2 2,6 59046 274,6 0,08 1658,4
3 2,8 55183 255,0 0,09 1416,6
4 3,0 53528 235,4 0,09 1307,7
5 3,2 47457 217,1 0,10 1085,5

Заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты, где заряд выполнен из баллиститного твердого ракетного топлива, а воспламенитель содержит навеску дымного ружейного пороха и электрозапал, отличающийся тем, что заряд представляет собой моноблок с центральным каналом, выполненный в форме двух концентрично расположенных цилиндрических оболочек толщиной 2,6-3,0 мм, имеющих на внутренней и внешней поверхностях одинаковые осевые ребра такой же толщины, причем число внешних ребер вдвое превышает число внутренних, а впадины между внутренними ребрами лежат на одном радиусе с каждой второй впадиной между внешними ребрами и имеют радиусы скругления основания, равные радиусам скругления вершин внешних впадин, а воспламенитель размещен в канале заряда и содержит корпус с четырьмя отверстиями на боковой поверхности, установленную на внутренней поверхности корпуса защитную мембрану из алюминиевой фольги и втулку, установленную в корпусе для герметизации пороховой навески и размещения электрозапала, при этом выполняются соотношения:

2,8δ≤d≤3,5δ,
5d≤L≤6d,
0,01d≤h≤0,02d,
где m - масса ружейного дымного пороха, г;
F - площадь боковой поверхности канала, мм2;
δ - величина зазора между наружным диаметром втулки и внутренней поверхностью защитной мембраны, мм;
d - диаметр отверстий в корпусе воспламенителя, мм;
L - длина защитной мембраны, мм;
h - толщина защитной мембраны, мм.



 

Похожие патенты:

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

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

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
Наверх