Сопло ракетного двигателя на твердом топливе

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) реактивных снарядов систем залпового огня.

Сопла РДТТ реактивных снарядов систем залпового огня предназначены не только для создания тяги, но и для размещения герметизирующее-пусковых устройств (ГПУ).

Основными требованиями к ГПУ являются герметизация РДТТ при эксплуатации, надежный запуск РДТТ при минимальной задержке воспламенения его заряда, что необходимо для обеспечения высокого темпа стрельбы при залпе.

Известны сопла, содержащие дозвуковую и сверхзвуковую части и ГПУ, включающее корпус и сопловую заглушку (см. книгу Ерохина Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ. М., «Машиностроение», 1991 г., стр.318, рис.12.7).

Задачей данного технического решения являлось разработка сопла РДТТ с ГПУ, размещенным внутри него.

Общими признаками с предлагаемым техническим решением является наличие в нем сопла с сверхзвуковой и дозвуковой частями и опоры (элементов крепления ГПУ в сопле РДТТ).

Однако данная конструкция сопла с ГПУ имеет недостаток, заключающийся в том, что она не обеспечивает стабильность воспламенения заряда РДТТ ввиду возможности перекоса ГПУ при его работе в сопле РДТТ, что приводит к разбросу параметров струи продуктов сгорания воспламенителя, распространяющихся в канале заряда РДТТ.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является сопло, содержащее корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, ГПУ с осевой форсажной трубкой и опорой (тарель, втулка, кольцо) для крепления их в сопле РДТТ (см. патент РФ №2279564 от 23.06.05), принятый за прототип.

Как видно из этого технического решения, конструкция сопла позволяет обеспечить отсутствие перекоса форсажной трубки при срабатывании воспламенителя, чем достигается истечение струи продуктов сгорания в канал заряда двигателя, а следовательно, и повышение стабильности внутрибаллистических и энергетических характеристик при выходе РДТТ на режим.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание сопла РДТТ с ГПУ и форсажной трубкой, позволяющего повысить стабильность внутрибаллистических характеристик.

Однако при применении данной конструкции сопла для воспламенения зарядов РДТТ большого относительного удлинения в ряде опытов были экспериментально установлены недопустимо большие задержки воспламенения зарядов и разбросы времени выхода РДТТ с данными зарядами на режим, не отвечающие современным требованиям, предъявляемым к реактивным снарядам систем залпового огня, поскольку не позволяют выполнить требования по темпу стрельбы.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в прототипе корпуса, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, ГПУ с форсажной трубкой и опорой для крепления его в сопле РДТТ.

В отличие от прототипа в предлагаемом сопле ракетного двигателя твердого топлива:

- в форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии не более 3D от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки, плоский турбулизатор с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции,

где D = 4 S Σ π - диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки;

SΣ - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки;

- накладка снабжена одним или несколькими отверстиями;

- выходное сечение форсажной трубки выполнено в виде нескольких отверстий.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение времени задержки воспламенения заряда РДТТ, разбросов времени выхода двигателя на режим и разброса тяги в начальный момент его работы.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном сопле, содержащем корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой, особенность заключается в том, что:

- в форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии не более 3D от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки, плоский турбулизатор с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции,

где D = 4 S Σ π - диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки;

SΣ - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки;

- накладка снабжена одним или несколькими отверстиями;

- выходное сечение форсажной трубки выполнено в виде нескольких отверстий.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:

- установки в форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии не более 3D от выходного сечения плоского турбулизатора с одним или несколькими отверстиями, где D = 4 S Σ π - диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки, а SΣ - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки - обеспечить резкое увеличение степени турбулентности продуктов сгорания в форсажной трубке, а следовательно интенсифицировать теплообмен продуктов сгорания, истекающих в канал заряда ракетного двигателя, с поверхностью заряда большого удлинения по всей длине канала, резко снижая тем самым время задержки воспламенения заряда. При увеличении расстояния свыше 3D уменьшается степень турбулентности продуктов сгорания в форсажной трубке в районе выходного сечения;

- установки плоского турбулизатора на жестких установочных элементах, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки, - обеспечить требуемые параметры турбулентности, теплообмена газового потока, а также соосность его положения вдоль продольной оси форсажной трубки. Это позволяет обеспечить равномерный симметричный поток продуктов сгорания, уменьшить разброс времени выхода ракетного двигателя на режим и разброс тяги в начальный момент его работы;

- размещения на передней торцевой поверхности турбулизатора накладки из материала с низкой температурой абляции - обеспечить эффективное охлаждение его и других конструктивных элементов форсажной трубки при обтекании высокотемпературными продуктами сгорания, предотвратить несимметричный разгар отверстия выходного сечения форсажной трубки, исключить возможность несимметричного истечения продуктов сгорания из форсажной трубки и уменьшить время задержки воспламенения заряда РДТТ;

- выполнения накладки с одним или несколькими отверстиями - обеспечить надежность ее функционирования в начальный момент времени при воспламенении заряда форсажной трубки, обеспечить равномерность скоростного поля продуктов сгорания, повысить надежность тепловой защиты турбулизатора;

- в случае выполнения выходного сечения форсажной трубки в виде нескольких отверстий - обеспечить увеличение степени турбулентности продуктов сгорания форсажной трубки, интенсифицировать теплообмен продуктов сгорания, истекающих в канал заряда ракетного двигателя, с поверхностью заряда по всей длине канала при увеличении диаметра заряда ракетного двигателя, резко снижая тем самым время задержки воспламенения заряда.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяют сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизна».

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствию критерию «изобретательский уровень».

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлена схема сопла ракетного двигателя твердого топлива. Предлагаемое сопло содержит корпус 1, дозвуковую 2 и сверхзвуковую 3 части сопла, герметизирующее-пусковое устройство 4 с форсажной трубкой 5, которое посредством опоры 9 установлено в сверхзвуковой части 3 сопла внутри корпуса 1. В форсажной трубке 5 перпендикулярно ее оси на расстоянии L не более 3D от выходного сечения А установлен плоский турбулизатор 6, например в виде диска, кольца и т.п., выполненный с одним или несколькими отверстиями, где D = 4 S Σ π - диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки 5, SΣ - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки 5.

Турбулизатор 6 установлен на жестких установочных элементах 7, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки 5. На передней торцевой поверхности турбулизатора 6 закреплена накладка 8 из материала с низкой температурой абляции.

Предложенное устройство функционирует следующим образом.

До запуска ракетного двигателя герметизирующее-пусковое устройство 4 с форсажной трубкой 5 посредством опоры 9 закреплено в частях 2 и 3 сопла внутри корпуса 1. При запуске ракетного двигателя продукты сгорания движутся по форсажной трубке 5 в направлении выходного сечения А, имеющего одно или несколько отверстий. При обтекании турбулизатора 6 резко увеличивается турбулентность продуктов сгорания на выходе из форсажной трубки 5, что приводит к интенсификации теплообмена с продуктами сгорания заряда ракетного двигателя по всей длине канала большого относительного удлинения, чем достигается снижение времени задержки воспламенения заряда и разбросы данной величины, а следовательно обеспечивается требуемый темп стрельбы реактивными снарядами.

За счет установки турбулизатора 6 посредством жестких установочных элементов 7 на заданном расстоянии L от выходного сечения А форсажной трубки 5 обеспечиваются требуемые параметры турбулентности, теплообмена газового потока, а также соосность его положения вдоль продольной оси форсажной трубки 5. Это позволяет обеспечить равномерный симметричный поток продуктов сгорания, уменьшить разброс времени выхода ракетного двигателя на режим и разброс тяги в начальный момент его работы.

При воздействии продуктов сгорания на накладку 8 происходит абляция ее материала и перемещение продуктов вдоль стенок форсажной трубки 5, создавая низкотемпературный пристеночный слой, предотвращающий несимметричный разгар отверстия выходного сечения А форсажной трубки 5. За счет этого исключается несоосность струи продуктов сгорания форсажной трубки 5 и канала заряда РДТТ, а следовательно, снижаются разбросы времени воспламенения.

Выполнение сопла в соответствии с изобретением позволило снизить разброс внутрибаллистических параметров в период выхода двигателя на режим, разброс тяги в начальный момент работы, обеспечить снижение задержки воспламенения заряда двигателя, разбросы скорости схода снарядов с направляющих пусковой установки и темпа стрельбы.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация на предлагаемое сопло ракетного двигателя, проведены летные испытания, намечено серийное производство.

1. Сопло ракетного двигателя твердого топлива, содержащее корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой, отличающееся тем, что в форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии не более 3D от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах, продольные оси которых расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки, плоский турбулизатор с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции,
где D = 4 S Σ π - диаметр эквивалентного круглого отверстия выходного сечения форсажной трубки;
SΣ - суммарная площадь отверстий выходного сечения форсажной трубки.

2. Сопло ракетного двигателя твердого топлива по п.1, отличающееся тем, что накладка снабжена одним или несколькими отверстиями.

3. Сопло ракетного двигателя твердого топлива по п.1, отличающееся тем, что выходное сечение форсажной трубки выполнено в виде нескольких отверстий.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной твердотопливной техники и может быть использовано в конструкциях поворотных сопл из композиционных материалов. Корпус раструба поворотного сопла из композиционных материалов содержит оболочку в виде усеченного конуса с двумя присоединительными фланцами у большого и малого оснований, а также силовой шпангоут с закладными деталями для взаимодействия с механизмами поворота сопла.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла жидкостного ракетного двигателя оживальной формы. Сопло состоит из нескольких автономных трапецеидальных секторов оживальной формы, соединенных в осевом направлении.

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами.

Изобретение относится к области ракетной техники. В сверхзвуковой части осесимметричного сопла ракетного двигателя установлена вставка, которая имеет длину, выходной диаметр и степень расширения, меньшие, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракетный двигатель с раздвижным диффузором содержит сопло истечения газов, исходящих из камеры сгорания, причем сопло имеет продольную ось (ZZ') и содержит первую часть, определяющую критическое сечение сопла и первую неподвижную секцию (12) диффузора, по меньшей мере одну вторую выдвижную секцию (16) диффузора, сечение которой больше сечения первой неподвижной секции (12) диффузора, и механизм (18) выдвижения второй выдвижной секции (16) диффузора, расположенный снаружи от первой и второй секций (12, 16) диффузора.

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям с регулированием степени расширения сопла в полете. При работе двигателя в режиме первой ступени степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что торцевая поверхность подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения.

При получении многослойной ленты для тепловыделяющего элемента перемешивают порошки исходных компонентов экзотермической смеси и активируют указанную смесь в механоактиваторе в течение 4,5-10 минут при центробежном ускорении движения шаров от 30 до 90 g и соотношении массы смеси к массе шаров 1:20-40.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом, имеющим глухой канал. .

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха. Активатор газогенераторной смеси может содержать два электрода, соединенных высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения, который соединен с электрогенератором. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает повышение удельной тяги и многоразовое включение. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх