Заряд твердого ракетного топлива



Заряд твердого ракетного топлива
Заряд твердого ракетного топлива

 


Владельцы патента RU 2480605:

Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к заряду твердого ракетного топлива для сбрасываемого стартового двигателя, располагаемого внутри камеры сгорания маршевого ракетно-прямоточного двигателя. Заряд с щелевыми вырезами в задней части содержит органопластиковый корпус большого удлинения с внутренним теплозащитным покрытием. На канале заряда со стороны переднего торца выполнен кольцевой выступ длиной от 0,15 до 0,25 длины заряда. Канал заряда со стороны переднего торца плавно переходит в образующую кольцевого выступа, представляющую собой прямую. Максимальная толщина кольцевого выступа составляет от 0,02 до 0,05 величины свода. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры сгорания, а также обеспечить постоянство закона изменения поверхности горения по своду и требуемое по времени значение давления в камере сгорания на участке спада давления, исключающее потерю устойчивости корпуса заряда. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к заряду твердого ракетного топлива для сбрасываемого стартового двигателя, располагаемого внутри камеры сгорания маршевого ракетно-прямоточного двигателя.

Известны конструкции зарядов твердого ракетного топлива RU 2196916 С1, МПК 7 F02К 9/18, RU 2221158 C1, МПК 7 F02К 9/18, RU 2326261 C1, МПК F02К 9/18. Данные конструкции зарядов обеспечивают высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокую механическую надежность, технологичность при изготовлении, а также обеспечивают постоянство закона изменения поверхности горения по своду. Недостатком указанных конструкций является минимальный по времени спад давления на конечном участке работы, что может привести к потере устойчивости корпуса заряда и его схлопыванию после работы заряда, и как следствие к демонтажу ракеты.

Известна конструкция заряда скрепленного RU 2190113 С2, МПК 7 F02К 9/34, взятая авторами за прототип. Данная конструкция заряда обеспечивает высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокий коэффициент массового совершенства, высокую механическую надежность, технологичность при изготовлении, а также обеспечивает постоянство закона изменения поверхности горения по своду. Недостатком указанной конструкций является минимальный по времени спад давления на конечном участке работы.

При сбросе стартового двигателя, при минимальном по времени спаде давления на конечном участке работы заряда возникает максимальное значение наружного избыточного давления (камера сгорания стартового двигателя опорожнена, давление близкое к 2÷4 кгс/см2; в камере сгорания маршевого двигателя давление на уровне 10÷15 кгс/см2), действующее на корпус заряда на участке разделения. При наличии наружного избыточного давления более 5 кгс/см2 корпус заряда может потерять устойчивость и схлопнуться, что при отделении стартового двигателя может привести к демонтажу маршевого двигателя и ракеты в целом.

Задача, на решение которой направлено данное изобретение, состоит в создании такой конструкции заряда твердого ракетного топлива, которая обеспечивает высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокий коэффициент массового совершенства, технологичность при изготовлении, постоянство закона изменения поверхности горения по своду, а также требуемое по времени значение давления в камере сгорания на участке спада давления (затянутый по времени спад давления), при котором наружное избыточное давление, действующее на корпус заряда, гарантированно не приведет к потере устойчивости корпуса заряда и его схлопыванию при отделении стартового двигателя.

Технический результат изобретения достигается за счет создания такой конструкции заряда твердого ракетного топлива с щелевыми вырезами в задней части, содержащего органопластиковый корпус большого удлинения с внутренним теплозащитным покрытием, на канале заряда со стороны переднего торца выполнен кольцевой выступ длиной l от 0,15 до 0,25 длины заряда L [l=(0,15÷0,25)L], причем канал заряда со стороны переднего торца плавно переходит в образующую кольцевого выступа, представляющую собой прямую, максимальная толщина кольцевого выступа h достигается к концу его длины и составляет от 0,02 до 0,05 величины свода е [h=(0,02÷0,05)е].

Сущность предлагаемого изобретения представлена на фиг.1, где 1 - канал заряда, 2 - кольцевой выступ, 3 - органопластиковый корпус большого удлинения, 4 - внутреннее теплозащитное покрытие, 5 - щелевые вырезы, L - длина заряда, e - свод. Такая конструкция заряда твердого ракетного топлива обеспечивает высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокий коэффициент массового совершенства, технологичность при изготовлении, постоянство закона изменения поверхности горения по своду.

На фиг.2 показана конструкция кольцевого выступа, где 1 - образующая кольцевого выступа, 2 - кольцевой выступ, 3 - исходный контур канала заряда, l - длина кольцевого выступа, h - толщина кольцевого выступа. Кольцевой выступ увеличивает свод заряда на данном участке канала на толщину кольцевого выступа h. Такое утолщение позволяет получить остаток топлива, догорающий на участке спада давления в конце работы заряда, обеспечивая требуемый уровень давления в камере сгорания (уровень давления в камере сгорания, близкий к уровню внешнего давления, действующего на корпус заряда) в момент отделения стартового двигателя и до момента его полного выхода из камеры сгорания маршевого двигателя.

При длине кольцевого выступа l меньше 0,15 длины заряда L или толщине кольцевого выступа h меньше 0,02 на участке спада давления при отделении стартового двигателя возникает наружное избыточное давление, при котором корпус заряда может потерять устойчивость и схлопнуться. При длине кольцевого выступа l более 0,25 длины заряда L или толщине кольцевого выступа h более 0,05 на участке спада давления при отделении стартового двигателя возникает внутреннее избыточное давление, что означает неоптимальное расходование топлива (низкий коэффициент массового совершенства).

Такая конструкция заряда твердого ракетного топлива обеспечивает высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокий коэффициент массового совершенства, технологичность при изготовлении, постоянство закона изменения поверхности горения по своду, а также требуемое по времени значение давления в камере сгорания на участке спада давления, при котором наружное избыточное давление, действующее на корпус заряда, гарантированно не приведет к потере устойчивости корпуса заряда и его схлопыванию при отделении стартового двигателя.

Указанное техническое решение подтверждено отработкой зарядов в опытных условиях ФГУП «НИИПМ».

Заряд твердого ракетного топлива с щелевыми вырезами в задней части содержит органопластиковый корпус большого удлинения с внутренним теплозащитным покрытием, отличающийся тем, что на канале заряда со стороны переднего торца выполнен кольцевой выступ длиной 1 от 0,15 до 0,25 длины заряда L, причем канал заряда со стороны переднего торца плавно переходит в образующую кольцевого выступа, представляющую собой прямую, а максимальная толщина кольцевого выступа h составляет от 0,02 до 0,05 величины свода е.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно для авиационных штурмовых ракет.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении вкладного заряда твердого ракетного топлива (ТРТ) и ракетного двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетного двигателя твердого топлива, и предназначено для использования в зарядах с высокими энергетическими характеристиками, в том числе для ракет систем залпового огня.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива и к зарядам твердого ракетного топлива различного назначения. .

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования преимущественно в газогенераторах и ракетных двигателях, снаряженных зарядами твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. .

Твердотопливный заряд ракетного двигателя авиационной ракеты включает канальную шашку, обеспечивает форсированную тягу при стартовом режиме, последующий спад и прогрессивное нарастание тяги на маршевом режиме. Заряд выполнен из смесевого твердого топлива и прочно скреплен с корпусом ракетного двигателя. По периметру канала заряда выполнены шлицы трапецеидального профиля, средняя ширина которых определяется соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Глубина шлицев составляет 1,0-2,5 средней ширины, а радиусы скругления профиля шлицев составляют 1-2 мм у вершины и 1,5-4 мм у основания. Другое изобретение группы относится к устройству для группового формования твердотопливных зарядов ракетных двигателей, содержащему кассету с несколькими вертикально заполняемыми пресс-формами и отсекателями, массопровод с распределителем подачи топливного состава к пресс-формам, механизм поджима нижних крышек пресс-форм к распределителю и управления отсекателями, скрепленными с подвижной траверсой кассеты. Пресс-формы выполнены в виде корпусов ракетных двигателей с верхними и нижними крышками. Нижние крышки корпусов контактируют с общей опорной плоскостью плиты кассеты и, через эластичные втулки, закрепленные в горловинах нижних крышек, контактируют с общей опорной плоскостью плиты распределителя. Плита распределителя имеет соосные с крышками отверстия для подачи топливного состава. Стравливающее воздух устройство в каждой верхней крышке корпуса выполнено в виде эластичной манжеты, перекрывающей каналы для выхода воздуха. Группа изобретений позволяет снизить влияние на авиационный двигатель факела истекающих струй ракетного двигателя, стартующих из-под фюзеляжа самолета ракет, а также повысить производительность формования зарядов. 2 н.п. ф-лы, 6 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