Заряд смесевого твердого ракетного топлива

Авторы патента:

Ведерникова Екатерина Гавриловна (RU)

Державинский Николай Васильевич (RU)

Балабанов Геннадий Константинович (RU)

Пашин Сергей Владимирович (RU)

Пашин Владимир Иванович (RU)

Амарантов Георгий Николаевич (RU)

F02K9/28 - имеющие два и более топливных заряда с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло

Владельцы патента RU 2493400:

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

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)τ_з, (где τ_з - 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·e_max отстоят от канала на расстоянии L₂=(0,21-0,22)·e_max, удаленные от канала отверстия глубиной L₃=1,0·e_max 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·e_max,

где e_max - 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;

e_max - 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.

R_K - радиус канала,

P_з - 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 (L_b 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)·e_max 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)·e_max до e_max (6).

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

Постоянный закон изменения давления на начальном участке горения от 0 до (0,3-0,35)·τ_з 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·e_max отстоят от канала на расстоянии L₂=(0,21-0,22)·e_max, удаленные от канала отверстия глубиной L₃=1,0 e_max 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 e_max, где e_max - максимальная толщина свода полузаряда, L - длина соплового полузаряда.

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

Импульсный реактивный двигатель // 2433295

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

Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) // 2429368

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

Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты) // 2428579

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2390646

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

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2362036

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

Заряд твердого ракетного топлива // 2348827

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

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2347931

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2343302

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2272927

Ракетный двигатель твердого топлива // 2569989

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.

Ракетный двигатель на твердом топливе // 2576411

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.

Импульсный газогенератор // 2622137

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для генерирования газов, и может быть использовано для наддува подушек безопасности, авиажелобов для эвакуации пассажиров, спасательных плотов и т.п. Импульсный газогенератор включает функциональный заряд, размещенный с периферийным зазором в камере сгорания, связанной с несоосным выпускным соплом и помещенной между дросселирующей решеткой и диафрагмой сообщения. В крышке камеры сгорания установлен электровоспламенитель, инициирующий воспламенение и горение заряда. Функциональный заряд выполнен из канальных шашек, примыкающих между собой и вписанных в поперечное сечение камеры сгорания. Шашки радиально опираются на стержни крепления газопроводных опор - диафрагму и дросселирующую решетку, установленную в крышке с возможностью продольного перемещения относительно ее конфузора, направленного в камеру сгорания. На торце заряда конформно закреплен усилительный пиротехнический заряд. Ресивер с выпускным соплом сообщается непосредственно, а выпускное сопло расположено тангенциально камере сгорания. Газогенератор является компактным и имеет высокую функциональную надежность, характеризуется быстродействием, при расширении возможностей его адаптивного монтажа в стесненных условиях ограниченного объема основных изделий. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Ракетный двигатель твёрдого топлива // 2622141

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, а также сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами. Сопловой блок выполнен в виде одного центрального сопла, газосвязанного с открытыми торцами полузарядов расходной трубой, пропущенной через задний полузаряд. Задний полузаряд отделен от расходной трубы, которая проходит внутри покрытого бронировкой канала, выполненного в заднем полузаряде. Центральное сопло установлено на крепежном фланце, выполненном на заднем полукорпусе. Изобретение позволяет уменьшить поперечные габариты двигателя, увеличить суммарный импульс тяги, исключить тепловое воздействие на задний полукорпус, упростить конструкцию двигателя и улучшить его технологичность. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Ракета и ракетный двигатель твёрдого топлива // 2629048

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракета содержит тянущий ракетный двигатель твердого топлива и толкающий ракетный двигатель. Тянущий ракетный двигатель твердого топлива включает сопловой блок, образованный несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, а также задний узел стыка. С корпусом ракетного двигателя твердого топлива сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, связанный с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса ракетного двигателя твердого топлива превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Другое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, а также сопряженный с передним днищем стакан. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поддон с полезным грузом. Стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги ракетного двигателя твердого топлива и полетных нагрузок. Группа изобретений позволяет повысить энергомассовое совершенство ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, упростить их конструкцию и повысить надежность, а также минимизировать габариты ракеты в ее исходном состоянии. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 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%.