Ракетный двигатель твердого топлива



Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2527280:

Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" (RU)

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 ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

Из уровня техники известны конструкции РДТТ, которые включают корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью в качестве компенсатора поверхности горения (патент РФ №2154183, дата публикации 10.08.2000, Ракетная техника и космонавтика №35, 1980, с.12).

Недостатком описанных конструкций является уменьшение коэффициента заполнения корпуса топливом из-за наличия свободного, не заполненного топливом пространства внутри кольцевой щели.

Наиболее близким к предлагаемому является ракетный двигатель, содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью (патент РФ №2397354, дата публикации 20.08.2010).

Недостатком описанной конструкции является уменьшение коэффициента заполнения корпуса топливом из-за наличия свободного пространства в объеме кольцевой щели.

Задачей настоящего изобретения является создание конструкции РДТТ с кольцевой щелью с повышенным по сравнению с прототипом коэффициентом заполнения корпуса топливом.

Поставленная задача решается предлагаемой конструкцией РДТТ, содержащей корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью, в котором в кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы (ФОЭ) из быстросгораемого материала, заполненные топливом, при этом топливо, размещенное в ФОЭ, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки ФОЭ эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом.

В частности, поперечный размер перфораций в ФОЭ по крайней мере в два раза больше свода горения топлива, заполняющего ФОЭ.

В частности, поверхность ФОЭ покрыта герметизирующим составом.

Проведенный анализ уровня техники показывает, что предлагаемый ракетный двигатель отличается от прототипа тем, что в кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые ФОЭ из быстросгораемого материала, заполненные топливом, при этом топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки ФОЭ, эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом.

Перфорация стенок ФОЭ обеспечивает заполнение топливом его внутреннего объема и за счет этого повышенное заполнение корпуса топливом.

Выполнение ФОЭ из быстросгораемого материала, например пенопласта, обеспечивает увеличение начальной поверхности горения, так как после выгорания ФОЭ к процессу горения подключается топливо с обеих сторон ФОЭ.

Покрытие поверхности ФОЭ герметизирующим слоем предотвращает миграцию компонентов топлива в ФОЭ.

Наличие эластичных, закрепленных в топливе основного заряда и ФОЭ, крепежных элементов обеспечивает его полноценное сгорание без остатков.

Таким образом, значительное увеличение начальной поверхности горения по сравнению с прототипом позволяет уменьшить размах щели и за счет этого тоже увеличить коэффициент заполнения топливом.

Размер поперечных отверстий в два раза больше удвоенного свода горения топлива в ФОЭ обеспечивает сохранение перемычки, связывающей топливо в ФОЭ с основным зарядом до его полного сгорания.

Предлагаемый РДТТ иллюстрируется фиг.1, 2, на которых показана часть продольного разреза двигателя с расположением сквозной поперечной щели с ФОЭ и центрального канала с легкосгораемым ФОЭ у переднего днища.

Двигатель содержит корпус 1 с днищами 2 (заднее днище на чертеже не показано), скрепленный с корпусом 1 заряд 3, имеющий канал 4 и сквозную поперечную щель 5, в которой размещен быстросгораемый перфорированный ФОЭ 6. Через отверстия 7 внутренний объем ФОЭ 6 заполнен топливом и соединен с основным зарядом 3. Объем топлива внутри ФОЭ удерживается до его полного выгорания крепежными элементами 8.

Работает предлагаемый двигатель следующим образом.

После срабатывания воспламенителя (не показан) загорается канал 4, а ФОЭ 6 мгновенно сгорают. Воспламеняется топливо с внутренней и наружной стороны ФОЭ 6. Конструкция ФОЭ 6 с крепежными элементами 8 такова, что в процессе работы двигателя сначала выгорит топливо внутри объема ФОЭ, а затем соединяющие его с основным зарядом крепежные элементы 8.

Крупногабаритный канальный заряд массой с наклонной кольцевой щелью в районе переднего днища, фиг.1. Диаметр канала примерно 400 мм, внутренний диаметр корпуса 1800 мм. Размах щели 1050 мм, раскрытие щели на канале 480 мм. Толщина стенки ФОЭ на канале 50 мм, диаметр окон перфораций пенопластового ФОЭ 80 мм. Во внутреннем объеме ФОЭ выполнена кольцевая щель размахом 650 мм и шириной на канале 90 мм. В центральном канале заряда размещен ФОЭ внутренним диаметром 320 мм и длиной 1000 мм. ФОЭ позволяет разместить в канале основного заряда дополнительный заряд размерами: наружный диаметр 320 мм, внутренний диаметр 100 мм, длина 970 мм. Крепежные элементы, удерживающие топливо в объеме ФОЭ, изготавливают из термостойкой резины 51-1615 в виде жгутов диаметром 12 мм. В качестве быстросгораемого материала выбран пенопласт как наиболее легкий материал, кроме того, он легко обрабатывается механически и обеспечивает сохранность своих механических характеристик в объеме топлива в течение требуемого для заряда гарантийного срока хранения. Перед формованием жгуты были вклеены в стенку ФОЭ и покрыты клеем, используемым в защитно-крепящем слое заряда. После формования жгуты прочно склеиваются с топливом основного и размещенного в ФОЭ заряда. Такое исполнение заряда позволяет увеличить коэффициент заполнения корпуса топливом более чем на 1,5%. Кроме того, увеличение начальной поверхности заряда позволяет уменьшить отклонение максимального давления от среднего с 6 до 4%, тем самым уменьшить вес корпуса двигателя, фиг.3, где пунктирная линия показывает изменение давления в процессе работы существующего двигателя, а сплошная - предлагаемого.

Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Создание таких конструкций актуально и перспективно, поскольку позволяет повысить эффективность ракетных комплексов.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью, отличающийся тем, что в кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы из быстросгораемого материала, заполненные топливом, при этом топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки формообразующих элементов эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что поперечный размер отверстий перфораций в формообразующих элементах по крайней мере в два раза больше свода горения топлива, заполняющего формообразующий элемент.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что поверхность формообразующих элементов покрыта герметизирующим покрытием.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению, в частности к устройствам, предназначенным для регулирования расхода твердого топлива в реактивной технике, например в регулируемых ракетно-прямоточных двигателях.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения.

Изобретение относится к конструкции заряда твердого ракетного топлива, предназначенного для использования в ракетных двигателях твердого топлива для авиационных ракет или тормозных систем грузовых платформ, десантируемых с транспортных самолетов.

Изобретение относится к энергетическим установкам на твердом ракетном топливе, в частности к структуре смесевых твердотопливных зарядов, и может быть использовано в управляемых энергетических установках на твердом ракетном топливе с электротермическим регулированием внутрикамерных процессов.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к области регулируемых твердотопливных газогенерирующих систем. .

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам с управляемым процессом горения топлива. .

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на твердом топливе, например, разгонных двигателей управляемых снарядов или двигателей для отделения ступеней баллистических ракетоносителей.

Изобретение относится к гибридным ракетным двигателям (ГРД), в частности к физическим способам регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере сгорания, и может быть использовано в системах управления тягой ГРД.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо.

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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты переносных зенитных ракетных комплексов.

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, 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