Заряд смесевого твердого ракетного топлива

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя. Заряд смесевого твердого ракетного топлива содержит головной и сопловой полузаряды, скрепленные с корпусом. Задний торец головного полузаряда перфорирован глухими отверстиями, равномерно расположенными на двух концентрических окружностях. Ближайшие к каналу отверстия глубиной 1,2 максимальной толщины свода полузаряда отстоят от канала на расстоянии 0,21-0,22 максимальной толщины свода полузаряда. Удаленные от канала отверстия глубиной, равной максимальной толщине свода полузаряда, отстоят от предыдущих отверстий на расстоянии, равном удвоенному расстоянию, на которое ближайшие к каналу отверстия отстоят от канала полузаряда. В сопловом полузаряде, на длине, равной 0,65-0,7 длины соплового полузаряда, выполнены щелевые прорези, увеличивающиеся по высоте к заднему торцу до 0,9 максимальной толщины свода полузаряда. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры сгорания топливом. 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к зарядам смесевого твердого топлива для ракетных двигателей различного назначения, в том числе для метеорологических ракет.

Известны заряды твердого ракетного топлива, содержащие последовательно расположенные топливные секции, прочно скрепленные с корпусом двигателя, горящие по каналам и торцам, представленные в патентах RU 2145673, RU 2391530. Конструкция заряда, представленная в патенте RU 2391530 МПК F02K 9/18, заявленная 13.11.2008 г., опубликованная 10.06.2010 г., принята авторами за прототип. В конструкции прототипа заряд содержит головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом. Недостатками прототипа являются невысокий коэффициент объемного заполнения камеры топливом, что следует из соотношения радиуса заряда к радиусу канала, составляющего 2,8-3,1 (для звездообразного канала принят радиус эквивалентный), недополучение энергетических характеристик, т.е. полного импульса тяги, за счет низкого коэффициента объемного заполнения камеры топливом, продолжительность участка спада кривой давления за счет догорания дегрессивных остатков топлива головного полузаряда, составляющего около 30% времени работы заряда.

Технической задачей предлагаемого изобретения является создание конструкции заряда смесевого твердого ракетного топлива, обеспечивающего высокую степень объемного заполнения камеры топливом, постоянство закона давления на отрезке времени работы двигателя от 0 до (0,3-0,35)τз, (где τз - время работы заряда) высокие энергетические характеристики ракетного двигателя.

Технический результат достигается за счет того, что заряд смесевого твердого ракетного топлива выполнен из головного и соплового канальных полузарядов, скрепленных с корпусом, при этом задний торец головного полузаряда перфорирован глухими отверстиями, равномерно расположенными на двух концентрических окружностях, при этом ближайшие к каналу отверстия глубиной L1=1,2·emax отстоят от канала на расстоянии L2=(0,21-0,22)·emax, удаленные от канала отверстия глубиной L3=1,0·emax отстоят от предыдущих отверстий на расстоянии L4=2·L2, а в сопловом полузаряде на длине (0,65-0,7)·L выполнены щелевые прорези, увеличивающиеся по высоте к заднему торцу до 0,9·emax,

где emax - максимальная толщина свода полузаряда,

L - длина соплового иолузаряда.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами.

Фиг.1. Конструкция заряда:

1 - головной полузаряд;

2 - сопловой полузаряд;

3 - глухие отверстия;

4 - щелевые прорези;

emax - максимальная толщина свода;

L - длина соплового полузаряда

L1 - глубина ближайших к каналу отверстий,

L2, - расстояние от ближайших к каналу отверстий до канала заряда,

L3 - глубина удаленных от канала отверстий,

L4 - расстояние от отверстий, удаленных от канала, до ближайших к каналу.

RK - радиус канала,

Pз - радиус заряда.

Фиг.2. Изменение геометрии поверхности горения на торце с глухими отверстиями в процессе горения:

Предложенный заряд в составе двигателя функционирует следующим образом. Воспламенение головного (1) и соплового (2) нолузарядов происходит одновременно. Горение головного полузаряда происходит по торцам, каналу и глухим отверстиям (3). При этом с увеличением свода поверхность горения канала увеличивается, поверхность горения торцов уменьшается за счет увеличения диаметра канала и выгорания отверстий, поверхность горения отверстий сначала увеличивается, а после смыкания с каналом начинает уменьшаться (Фиг.2). Данная конструкция головного полузаряда позволяет получить прогрессивный характер поверхности горения (Фиг.3 (5)) за счет подбора длины глухих отверстий, расстояний отверстий от канала и расстояний между отверстиями. Глубина отверстий (Lb L3) выбрана из обеспечения конечной поверхности горения заряда. При увеличении глубины отверстий конечная поверхность будет ниже требуемой, при уменьшении - выше. Расстояния глухих отверстий от канала и между собой подобраны таким образом, чтобы удаленные от канала отверстия выгорали после выгорания близлежащих к нему, обеспечивая равномерный характер подъема поверхности. Изменение расстояний отверстий от канала и между отверстиями от выбранных приведут к искажению прогрессивности поверхности горения в зависимости от свода

Фиг.3. Зависимости поверхности горения от свода S=f(e):

5 - S1=f(e) головного полузаряда;

6 - S2=f(е) соплового полузаряда;

7 - S=f(е) заряда.

В сопловом полузаряде горение происходит по торцам, каналу и щелевым прорезям (4). Форма щели состоит из участка с постоянной высотой (I) и двух участков (II и III) с конически расходящимися щелями. В начальный период горения постоянство закона изменения поверхности горения на своде от 0 до (0,3-0,35)·emax достигается компенсацией прогрессивной поверхности горения канала убыванием поверхности перфорированного канала преимущественно на участке с постоянной высотой щели. Эффект дегрессивности по достижении фронтом горения внутренней поверхности корпуса достигается за счет поочередного уменьшения длин участков II и III. Длина щелевого участка составляет (0,65-0,70) длины полузаряда, обеспечивая тем самым требуемую конечную поверхность горения заряда и дегрессивный характер поверхности горения полузаряда на своде от (0,3-0,35)·emax до emax (6).

Суммарная поверхность горения заряда (7) на своде от 0 до (0,2-0,25)·emax имеет прогрессивный характер, на своде (0,25-0,35)·emax - постоянна, затем снижается до уровня начальной поверхности.

Постоянный закон изменения давления на начальном участке горения от 0 до (0,3-0,35)·τз достигается совместным горением поверхностей головного и соплового полузарядов и эрозионным эффектом в начальный период работы РДТТ (соотношение длины заряда к его диаметру составляет 10).

Положительный эффект изобретения - высокий коэффициент заполнения камеры сгорания топливом (0,9-0,93), высокие энергетические характеристики заряда за счет максимального заполнения объема камеры сгорания топливом, одновременное окончание работы полузарядов (время спада давления составляет (0,06-0,07) от времени работы заряда).

Указанный положительный эффект подтверждается огневыми стендовыми испытаниями заряда, проведенными в условиях ФГУП «НИИПМ».

Заряд смесевого твердого ракетного топлива, содержащий головной и сопловой полузаряды, скрепленные с корпусом, отличающийся тем, что задний торец головного полузаряда перфорирован глухими отверстиями, равномерно расположенными на двух концентрических окружностях, при этом ближайшие к каналу отверстия глубиной L1=1,2·emax отстоят от канала на расстоянии L2=(0,21-0,22)·emax, удаленные от канала отверстия глубиной L3=1,0 emax отстоят от предыдущих отверстий на расстоянии L4=2·L2, а в сопловом полузаряде на длине (0,65-0,7)·L выполнены щелевые прорези, увеличивающиеся по высоте к заднему торцу до 0,9 emax, где emax - максимальная толщина свода полузаряда, L - длина соплового полузаряда.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. .

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

Изобретение относится к конструкциям "щеточных" метательных зарядов к реактивным двигателям с малым временем работы. .

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

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

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

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами. Донная секция заряда выполнена из топлива с увеличенной скоростью горения по сравнению со скоростью горения остальных секций заряда. Один из межсекционных объемов выполнен в виде кольцевой полости Т-образного сечения, образованной торцами секций заряда, манжетами и втулкой, прилегающей к корпусу, выполненных из композиционных материалов с высокой степенью демпфирования акустических колебаний. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя при обеспечении надежности его функционирования. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых двигателей на твердом топливе для верхних ступеней, которые характеризуются малым отношением длины к диаметру. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд, разделенный на две части наклонной кольцевой щелью, образованной тонкостенным неизвлекаемым формообразующим элементом. Неизвлекаемый формообразующий элемент одной законцовкой скреплен по наружному диаметру с корпусом, а его внутренний диаметр превышает диаметр канала заряда с образованием глухого кольцевого зазора между каналом заряда и второй законцовкой формообразующего элемента. Вся поверхность формообразующего элемента со стороны заднего днища снабжена бронирующим покрытием. К части или ко всей поверхности формообразующего элемента со стороны переднего днища прилегает тонкостенный элемент из антиадгезионного материала. Вторая законцовка формообразующего элемента выполнена отогнутой от канала заряда. Изобретение позволяет повысить объемное заполнение корпуса двигателя топливом при одновременном достижении диаграммы изменения поверхности горения от свода, близкой к постоянной. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх