Заряд твердого ракетного топлива

Авторы патента:

Максяев Леонид Анатольевич (RU)

Нешев Сергей Сергеевич (RU)

Мертешев Владимир Григорьевич (RU)

Козьяков Алексей Васильевич (RU)

Молчанов Владимир Федорович (RU)

Андрейчук Владимир Андреевич (RU)

Амарантов Георгий Николаевич (RU)

Кислицын Алексей Анатольевич (RU)

F02K9/10 - форма и конструкция твердотопливных зарядов

Владельцы патента RU 2483222:

Федеральное государственное унитарное предприятие "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 для газогенераторов и ракетных двигателей твердого топлива. Заряд твердого ракетного топлива содержит канальную шашку твердого ракетного топлива и бронепокрытие. Шашка твердого ракетного топлива выполнена в виде канального цилиндра, рассеченного сквозной многозаходной винтовой проточкой вдоль продольной оси заряда. Шашка забронирована по боковой поверхности, каналу и торцевым поверхностям с заполнением бронесоставом межвиткового пространства, за исключением торцевых поверхностей начальных витков шашки. Бронирование шашки выполнено бронесоставом с эндотермическим эффектом терморазложения, например, на акрилатной основе. Изобретение позволяет обеспечить длительную работоспособность камеры сгорания за счет снижения температуры продуктов сгорания заряда. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении заряда твердого ракетного топлива (ТРТ) к газогенератору (ГГ) и ракетному двигателю твердого топлива (РДТТ).

Известны конструкции зарядов ТРТ и ракетных устройств по пат. US 32019936, US 2386462, US 5211224, US 3496870, RU 2164616. Указанные конструкции в основном обеспечивают для ракетных устройств (РДТТ, газогенераторов) требуемый секундный весовой расход продуктов сгорания (ПС) заряда ТРТ в течение от нескольких до десятков секунд. Однако указанные конструкции - аналоги не позволяют обеспечить длительную рабоспособность РДТТ (ГГ) при существующем минимальном уровне скорости горения ТРТ (порядка 1…2 мм/с) при рабочих давлениях в камерах сгорания (КС) ГГ или РДТТ, в течение нескольких сотен секунд, что необходимо для автономного функционирования отделяемых головных ступеней космических ракет.

Известна также конструкция заряда по патенту FR 2538277 (прототип), обеспечивающая за счет однозаходной винтовой проточки длительное время работы ГТ (РДТТ). Однако указанная конструкция не обеспечивает пониженной температуры ПС для обеспечения работоспособности РДТТ и ГГ в целом при длительном времени работы.

Технической задачей изобретения является создание конструкции заряда ТРТ, обеспечивающего длительную работу РДТТ (ГТ) (несколько сотен секунд), с обеспечением низкой температуры ПС (порядка 1200…1300 К) в ограниченных габаритах камеры сгорания РДТТ (ГГ).

Указанная техническая задача решается за счет конструктивных особенностей заряда.

Технический результат изобретения заключается в разработке конструкции заряда твердого ракетного топлива (см. чертеж), содержащего канальную шашку (1) ТРТ и бронепокрытие (2), при этом шашка заряда рассечена сквозной винтовой проточкой вдоль продольной оси, причем шашка забронирована по боковой поверхности, каналу и торцевым поверхностям витков шашки с заполнением бронесоставом межвиткового пространства, за исключением торцевых поверхностей начальных витков шашки (3). При этом винтовая проточка выполнена многозаходной, а бронирование поверхностей шашки выполнено бронесоставом с эндотермическим эффектом при терморазложении, например, на основе акрилатных соединений.

Объемное изображение конструкции патентуемого заряда с 2-заходной винтовой проточкой шашки (бронепокрытие прозрачное) (см. чертеж):

1 - шашка ТРТ (из баллиститного либо смесевого твердого ракетного топлива);

2 - бронепокрытие (на фигуре - прозрачное);

3 - торцевые поверхности начальных витков шашки.

L - длина шашки.

d - диаметр канала шашки ТРТ;

D - диаметр наружный шашки ТРТ;

- угол наклона винтовой проточки;

b/2 - ширина витка шашки;

t - ширина винтовой проточки шашки.

Сущность изобретения заключается в выполнении конструкции патентуемого заряда в виде канальной шашки, рассеченной сквозной многозаходной винтовой проточкой, что позволяет обеспечить длительное (сотни секунд) функционирование РДТТ (или ГГ) ракеты и низкую температуру ПС (ПС ТРТ+ПС термического разложения бронепокрытия) в камере сгорания РДТТ порядка 1200 К.

Многозаходность винтовой шашки (не менее двух) обеспечивает повышенное отношение массы термически разлагающегося охладителя - бронепокрытия к массе топлива для получения пониженной температуры (порядка 1200 К) генерирующего газа. Например, соотношение секундного весового прихода бронепокрытия (охладителя) и топлива ~ 0,22 для однозаходного заряда повышается до ~0,43 для двухзаходного винтового заряда.

Термическое разложение указанных акрилатных бронесоставов сопровождается значительным эндотермическим эффектом, что позволяет за счет снижения температуры ПС заряда в целом обеспечить длительную работоспособность как КС ракетного двигателя, так и обеспечение требуемой динамики движения головной ступени ракеты.

Заряд твердого ракетного топлива, содержащий канальную шашку твердого ракетного топлива и бронепокрытие, при этом шашка твердого ракетного топлива выполнена в виде канального цилиндра, рассеченного сквозной винтовой проточкой вдоль продольной оси заряда, при этом шашка забронирована по боковой поверхности, каналу и торцевым поверхностям с заполнением бронесоставом межвиткового пространства, за исключением торцевых поверхностей начальных витков шашки, отличающийся тем, что винтовая проточка выполнена многозаходной, а бронирование шашки выполнено бронесоставом с эндотермическим эффектом терморазложения, например, на акрилатной основе.

Изобретение относится к области ракетной техники. .

Заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты // 2476707

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты. .

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2464440

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

Способ бронирования вкладного заряда твердого ракетного топлива эпоксидным бронесоставом по боковой поверхности и способ определения вязкости эпоксидного бронесостава // 2458243

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2451816

Ракетный двигатель твердого топлива // 2448267

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

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2415288

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

Корпус ракетного двигателя твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива // 2408791

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.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2383764

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.

Заряд твердого ракетного топлива // 2367812

Изобретение относится к зарядам твердого ракетного топлива. .

Ступень ракеты-носителя // 2486114

Изобретение относится к области ракетостроения

Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты // 2497006

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 // 2497007

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.

Заряд твердого ракетного топлива // 2499905

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.

Ракетный двигатель староверова-13 // 2517469

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.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2527280

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.

Твердотопливный ракетный двигатель // 2569539

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.

Заряд твердого ракетного топлива // 2633980

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР. Заряд к стартовому реактивному двигателю содержит пучок трубок из высокоазотного пироксилинового пороха, скрепленный с дном двигателя, и воспламенитель, расположенный на торце заряда. В составе пороха, в который входит комплексный катализатор горения, содержание остаточного растворителя составляет 0,2…0,7%, а диаметр канала dk трубки при длине , соответствующей длине цилиндрической части камеры двигателя, удовлетворяет соотношению , где . Изобретение позволяет повысить максимально возможную скорость реактивной гранаты и обеспечить значение температурного перепада начальных скоростей на уровне 4…8%.

Ракетный двигатель на твердом топливе // 2635427

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе. Двигатель содержит корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд, снабженный компенсатором поверхности горения в виде кольцевой щели, размещенной у переднего днища, сопло. Канал заряда выполнен глухим, а кольцевая щель – наклоненной. Заряд оснащен вторым компенсатором поверхности горения, образованным частью канала заряда над соплом и частично горящим торцом заряда со стороны заднего днища. Поверхность канала между компенсаторами поверхности горения скреплена с бронирующим чехлом. При этом чехол соединен с внутренней поверхностью корпуса при помощи гибких строп, расположенных равномерно по окружности в плоскости, равноудаленной от концов бронированного участка канала. Каждая стропа размещена в защитной оболочке. Изобретение позволяет увеличить эффективный свод в 1,5-2 раза за счет создания условий для исключения воспламенения части поверхности канала заряда в течение всего времени работы двигателя при одновременном сохранении габаритных размеров двигателя и достижении возможности использования существующих в отрасли высокоэнергетических топлив без изменения количественного и качественного состава, повышая тем самым эффективность их использования. 1 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.