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



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

 


Владельцы патента RU 2497006:

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 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.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива, в первую очередь в разгонно-маршевых ракетных двигателях управляемых ракет.

Разгонно-маршевые ракетные двигатели применяются, как правило, в малогабаритных управляемых ракетах типа ПТУР (противотанковая управляемая ракета), МЗУР (малогабаритная зенитная управляемая ракета), запуск которых осуществляется из пусковых труб.

Основные требования, предъявляемые к двигателям малогабаритных управляемых ракет:

- обеспечение высокой скорости;

- обеспечение дальности;

- низкие массогабаритные характеристики;

- двухрежимная работа заряда для обеспечения возможности применения по низколетящим и высотным целям;

- минимальное воздействие на стрелка;

- технологичность производства заряда.

Известны двухрежимные ракетные двигатели [RU 2362036 от 20.07.2009, RU 2390646 от 27.05.2010, RU 2347931 от 27.02.2009, RU 2343302 от 10.01.2009], в которых двухрежимная работа двигателя осуществляется за счет последовательно установленных зарядов первого и второго режимов. Однако за счет применения моноблочного заряда удается в том же объеме двигательной установки разместить на 10-15% топлива больше, чем в варианте с двумя раздельными зарядами, что предпочтительнее.

Известен двухрежимный заряд смесевого ракетного топлива, выполненный в виде моноблока [RU 2374480 от 27.11.2009], оснащенный, по меньшей мере, одним элементом для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива, что позволяет получить высокую скорость ракеты. Каждый элемент для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива ориентирован в объеме заряда СРТ посредством нитевидного элемента из волокнистого материала или металла, один конец которого закреплен во вкладыше, а другой конец закреплен со стороны переднего торца корпуса. Такое техническое решение не является технологичным, так как предполагает наличие дополнительных элементов (вкладыша и передней крышки), изготовление и установка которых требует дополнительных операций. Кроме того, необходимо выполнить еще одну дополнительную операцию - скрепление вкладыша с корпусом, которая требует использования клеящих или герметизирующих материалов для надежной фиксации вкладыша в корпусе двигателя.

Изготовление вкладыша и передней технологической крышки согласно изобретению из пенополиуретана уменьшает массу твердого топлива, что не позволяет получить максимальную дальность стрельбы. В случае, если вкладыш будет изготовлен из твердого ракетного топлива, то для надежного крепления нитевидных элементов такое топливо должно иметь физико-механические характеристики, значительно превышающие физико-механические характеристики топлива основного заряда. Наличие двух видов топлива в заряде резко снижает его технологичность.

Известен заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя противотанковой управляемой ракеты [RU 2282741 от 27.08.2006], который принят за прототип. Заряд обеспечивает двухрежимную работу двигателя.

Общие признаки с прототипом:

- заряд представляет собой шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности;

- со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки.

Недостатки прототипа:

- заряд имеет глухой центральный канал, что снижает коэффициент заполнения топливом камеры двигателя;

- максимальное давление в первоначальный момент работы заряда неблагоприятно при ведении стрельбы с плеча, давление в камере двигателя должно возрастать с минимально возможного значения;

- разгон заряда, принятого за прототип, неэффективен, так как давление в камере падает после старта ракеты. Это недопустимо при применении ракеты по быстролетящим целям;

- в конструкции заряда отсутствует возможность интенсификации горения топлива за счет повышения скорости его горения, что необходимо для достижения требуемых скоростных характеристик ракеты.

Технической задачей изобретения является разработка заряда-моноблока твердого ракетного топлива, обеспечивающего два режима тяги ракетного двигателя, разгонный и маршевый, с обеспечением максимальной дальности, максимальной скорости при минимальных массогабаритных характеристиках и минимальном воздействии на стрелка и высокой технологичности.

Технический результат, достигаемый изобретением, предусматривает получение значения полного импульса силы тяги на первом режиме работы двигателя в пределах 5344,6-5785,9 Н·с, а также наклонной дальности поражения цели не менее 4900 м.

Технический результат изобретения обеспечивается формулой изобретения, согласно которой заряд выполнен в виде шашки моноблока, бронированной по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом, у которой со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки, а также удаление бронепокрытия на боковой поверхности в виде двух диаметрально противоположных пазов. Заряд выполнен бесканальным, армирован металлическими теплопроводящими элементами. Причем геометрические размеры заряда определены соотношениями

0,314 l L 0,322,

0,957 d 1 d 0,960,

13,1 l b 13,3,

где l - длина паза,

L - полная длина заряда,

d - диаметр заряда,

d1 - диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия по

пазам,

b - ширина паза.

В особенно предпочтительном варианте выполнения заряда теплопроводящие элементы выполнены из серебряной или нержавеющей проволоки.

Изобретение иллюстрируется чертежами и примерами конкретного исполнения. На фиг.1 показан заряд согласно изобретению, на фиг.2 - кривая «давление-время» описываемого заряда.

Заряд (фиг.1) представляет собой бесканальную шашку-моноблок 1 из смесевого твердого ракетного топлива радиально-торцевого горения с диаметром d и полной длиной L, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом 2, со стороны переднего небронированного торца которой на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки с диаметром меньшего основания d2. Заряд армирован серебряными теплопроводящими элементами 3, закрепленными в бронечехле 2, на боковой поверхности которого выполнены диаметрально противоположные пазы 4 длиной l и шириной b.

Данная конструкция заряда обеспечивает двухрежимную диаграмму тяги в однокамерном двигателе - стартовый и маршевый режим с перепадом тяги Rcт/Rм=3,6, который определяется давлением в камере двигателя на указанных режимах и временем его работы (фиг.2).

Габариты заряда: длина 825-2 мм, диаметр 63,0-0,6 мм, диаметр заряда, образованный после конической проточки 35,2±1 мм, масса заряда 4,5 кг.

Примеры конкретного исполнения изобретения соответствуют данным, приведенным в пп.1-3 таблицы. Импульс и дальность в указанных примерах соответствуют предъявляемым требованиям.

Заряд работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя продукты его горения воспламеняют небронированные поверхности топливной шашки-моноблока. Геометрические характеристики небронированных поверхностей заряда, размеры пазов на боковой поверхности заряда, а также расположение в заряде металлических теплопроводящих элементов выбраны такими, что на стартовом режиме в результате радиально-торцевого горения сгорает все топливо на длине l1, равной 545 мм, без дегрессивного остатка, и формируется фронт осевого горения с кратерной поверхностью в местах расположения металлических теплопроводящих элементов, который обеспечивает маршевый участок полета.

Высокая стартовая тяга осуществляется за счет радиально-осевого горения оголенной части заряда, маршевая тяга - в результате осевого горения армированного смесевого твердого ракетного топлива (СТРТ). За счет армированного СТРТ заряд обеспечивает высокую плотность заполнения двигателя СТРТ, так как отсутствует центральный канал, а также его высокие энергетические и эксплуатационные характеристики.

Армированное топливо защищается бронепокрытием так, что в определенное время оно горит в радиально-осевом направлении с собственной скоростью горения и затем горит с торца с местной (повышенной) скоростью горения. Это дает возможность в одном заряде иметь скорости горения, отличающиеся в 5-6 раз, то есть реализуется двухрежимная работа заряда.

Таблица - Экспериментальные данные по определению геометрических характеристик заряда
№, п/п l L Полная длина заряда, L, мм Длина паза, l, мм d 1 d Диаметр заряда, d, мм Диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия, d1, мм l b Ширина паза, b, мм Полный импульс силы тяги на первом режиме работы двигателя, Н·с Наклон
ная дальность пораже
ния цели, м
Максималь
ное давление в камере, Рmах, МПа
1 0,318 825 262 0,960 63,0 60,5 13,1 20,0 5650,6 5100 14,8
2 0,315 823 259 0,959 62,4 59,9 13,1 19,8 5748,7 4950 15,1
3 0,322 824 265 0,957 62,8 60,1 13,3 19,9 5493,6 5000 14,1
4 0,316 825 261 0,960 62,7 60,2 12,9 20,1 5199,3 5100 13,4
5 0,313 825 258 0,958 62,7 60,1 14,2 20,1 4973,7 5050 12,6
6 0,324 824 267 0,958 62,8 60,2 13,4 20,0 5312,6 4700 14,3
7 0,315 823 259 0,962 63,0 60,6 13,0 19,9 5217,9 4950 14,0
8* 0,318 825 262 0,955 62,6 59,8 12,8 20,2 5866,4 4900 16,7
Примечание: * - наблюдалась повышенная отдача и повышенное шумовое воздействие при стрельбе с плеча.

1. Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя, включающий топливную шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом, со стороны переднего небронированного торца которой на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки, отличающийся тем, что заряд выполнен бесканальным, армирован металлическими теплопроводящими элементами, и на боковой поверхности заряда удалено бронепокрытие в виде двух диаметрально противоположных пазов, при этом геометрические размеры заряда определены соотношениями
0,314 l L 0,322,
0,957 d 1 d 0,960,
13,1 1 b 13,3,
где l - длина паза,
L - полная длина заряда,
d - диаметр заряда,
d1 - диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия,
b - ширина паза.

2. Заряд по п.1, отличающийся тем, что теплопроводящие элементы выполнены из серебряной проволоки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетостроения. .

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.

Изобретение относится к области ракетной техники. .

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.
Наверх