Ракетный двигатель твёрдого топлива



Ракетный двигатель твёрдого топлива
Ракетный двигатель твёрдого топлива

Владельцы патента RU 2558488:

Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") (RU)
Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд, сопло и переднюю крышку. Передняя крышка выполнена в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, а между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, рассчитанный на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитан корпус. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя твердого топлива и сократить в исходном состоянии габариты летательного аппарата с указанным двигателем. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, разгоняемым РДТТ (капсулой с приборами, или снарядом, или РДТТ последующей ступени, субракетой), причем длина полезного груза сопоставима с длиной корпуса РДТТ.

Известно, что с целью сокращения габаритов РДТТ и летательного аппарата в целом крышки корпусов РДТТ выполняют вогнутыми во внутреннюю полость корпуса РДТТ. Вогнутую полость передней крышки используют для размещения элементов летательного аппарата. В патенте RU 2222771 в полости передней крышки, выполненной в виде стакана, частично (по длине) размещен полезный груз, разгоняемый РДТТ. «Кормовая часть 3» полезного груза имеет форму цилиндра с диаметром, меньшим внутреннего диаметра стакана. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз. Недостаток рассматриваемого устройства сводится к тому, что полезный груз размещен по длине в полости стакана не полностью, а лишь своей «кормовой частью 3». При этом сокращение длиннового габарита летательного аппарата реализуется не в полной мере.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива [патент US 6647889], содержащий корпус, заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления. На открытом торце стакана установлен упорный буртик. Полезный груз размещен в полости стакана полностью, что обеспечивает максимальное сокращение габаритов летательного аппарата. Недостаток - повышенная масса стакана, цилиндрическая обечайка которого должна работать на устойчивость при действий на нее наружного (относительно стакана) внутрикамерного давления, возникающего в корпусе при работе РДТТ. Прочность цилиндрической обечайки (стакана) обеспечивается минимальной толщиной стенок (соответствующей минимальной массе стакана) при действии на обечайку внутреннего давления. Если такое же давление на обечайку действует не изнутри, а снаружи, потребная для обеспечения прочности (устойчивости) толщина стенок стакана и его масса должна быть в разы большей.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы ракетного двигателя твердого топлива при минимизации в исходном состоянии габаритов летательного аппарата с указанным РДТТ.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, а на поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, при этом на открытом торце стакана установлен упорный буртик, аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитан корпус.

Технический результат достигается за счет обеспечения возможности снижения толщины стакана при исключении наружного перепада давления. При работе РДТТ давление в полости его корпуса воздействует на наружную поверхность стакана. Для того чтобы не увеличивать массу стакана (за счет увеличения толщины его цилиндрической обечайки, работающей на устойчивость), в предложенном устройстве внутренняя полость стакана наддувается давлением, превышающим давление во внутренней полости корпуса РДТТ. Таким образом, реализуется разгрузка стакана, обеспечивающая минимизацию толщины его стенок и, соответственно, массы. Между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, обеспечивающий как выдвижение агрегата из корпуса РДТТ при полете, так и разгрузку стакана.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:

на фиг. 1 показан продольный разрез РДТТ в исходном состоянии;

на фиг. 2 показан продольный разрез РДТТ в летной (рабочей) конфигурации с выдвинутым полезным грузом.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, во внутренней полости 2 которого размещен заряд 3, сопло 4 и переднюю крышку 5. Передняя крышка 5 выполнена в виде стакана 6, размещенного внутри канала заряда 3. Стакан 6 содержит цилиндрическую обечайку 7, дно 8 и открытый торец 9. В стакане 6 установлен с возможностью продольного перемещения поршень 10, контактирующий с внутренней цилиндрической поверхностью 11 стакана 6. На поршне 10 выполнены узлы 12 фиксации полезного груза 13. Между поршнем 10 и дном 8 стакана 6 установлен аккумулятор 14 давления. Аккумулятор 14 давления рассчитан на создание давления в стакане 6, превышающего давление, на которое рассчитан корпус 1. На открытом торце 9 стакана 6 установлен упорный буртик 15.

Устройство работает следующим образом. Перед запуском РДТТ подается команда на срабатывание аккумулятора 14 давления. Под действием аккумулятора 14 давления внутри стакана 6 давление возрастает, воздействуя на поршень 10. Поршень 10 вместе с полезным грузом 13 перемещается до упора в упорный буртик 15. Таким образом, летательный аппарат переводится из исходного состояния в летную конфигурацию. Дальнейшая работа аккумулятора 14 давления обеспечивает внутри стакана 6 наддув давлением, превышающим давление во внутренней полости 2 корпуса 1 при работе РДТТ. Далее подается команда на запуск РДТТ. Во внутренней полости 2 корпуса 1 повышается давление за счет горения заряда 3. РДТТ начинает работу, разгоняя полезный груз 13. Аккумулятора 14 давления обеспечивает прочностную разгрузку стакана 6.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран ракетный двигатель твердого топлива [патент US 6647889], заключается в уменьшении массы ракетного двигателя твердого топлива при минимизации в исходном состоянии габаритов летательного аппарата с указанным РДТТ.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, а на поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, при этом на открытом торце стакана установлен упорный буртик, отличающийся тем, что аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитан корпус.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании ракет различного назначения, в частности космического, в системе аварийного спасения.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь.

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%.

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, реактивное сопло, а также пиротехнические газогенераторные шашки. Одна часть пиротехнических шашек вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая - вещество-окислитель.

Изобретение относится к области создания реактивных двигателей для ракетной техники. Реактивный двигатель включает камеру с твердым зарядом, состоящим из, не менее одного, бризантного взрывчатого вещества и имеет кумулятивную выемку для создания области имитации сопла.

Твердотопливный газогенератор катанультного устройства ракеты включает корпус с передней крышкой, опорной решеткой, ниронатроном и центральной трубкой-запальником с перфорированным участком со стороны опорной решетки и форсажный заряд из твердого топлива.
Изобретение относится к горючему жидкому ракетному топливу, представляющему собой раствор диацетилена в форамиде в соотношении 83,135% - 30% диацетилена и 16,865% - 70% формамида.
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может применяться в конструкции твердотопливных газогенераторов либо ракетных двигателей твердого топлива.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и гидразине. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и аммиаке. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов, и вещества или смесь веществ, содержащие кислород в связанном состоянии, причем кислород имеется в таком количестве, чтобы в результате реакции выделялся водород. При этом ракетный двигатель используется в качестве водородовыделяющей шашки для жидкостного или твердотопливного ракетного двигателя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы.
Изобретение описывает топливо для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе смеси углеводородного горючего Т-10 и 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборана, при этом в смесь дополнительно введен промотор горения изопропилнитрат, при следующем соотношении (% масс.): 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборан - 70; горючее Т-10 - 29-29,5; изопропилнитрат - 0,5-1. Технический результат заключается в создании топлива для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с повышенной энергоемкостью, с улучшенными условиями его сжигания в камере сгорания. 1 пр.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 37,93±20% и воды 62,07±20%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов и вещества или смесь веществ, содержащие воду в связанном состоянии. В качестве веществ, содержащих воду в связанном состоянии, используют квасцы, или силикагель, или буру, или сульфат магния, или хлорид кальция. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду. В камеру сгорания подают расплавленного бериллия 33,3±20% и воды 66,7±20%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится бериллия 20,38% и кристаллогидрата сульфата магния 79,62%. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, причем в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом ракетном топливе. При этом в камеру сгорания или в корпус твердотопливного ракетного двигателя кроме окислительно-восстановительного топлива дополнительно подается диборан, тетраборан или метан в количестве 1:1 к топливу, или же в состав твердого ракетного топлива дополнительно входит боргидрид бериллия, в количестве, превышающем окислительные возможности окислителя на 10%. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 4 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на твердом топливе. Способ ускорения летающего устройства, включающего в себя самодвижущийся твердотопливный элемент (бескорпусной ракетный двигатель) со стабилизатором полета, причем при старте летающего устройства обеспечивают полное сгорание бескорпусного ракетного двигателя, при этом в качестве двигателя используют полую цилиндрическую шашку с глухой передней крышкой, изготовленные из твердого топлива со скоростью горения не менее 30 мм/с, причем при запуске устройства на одном стабилизаторе размещают несколько бескорпусных ракетных двигателей параллельно друг другу и обеспечивают их синхронное сгорание на разгонном участке полета. Изобретение обеспечивает увеличение максимальной скорости и дальности полета самодвижущихся твердотопливных элементов, используемых для активного влияния на атмосферные процессы. 1 табл., 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании твердотопливных микродвигателей. Твердотопливный заряд для микродвигателей представляет собой шашку твердого топлива со скоростью горения в пределах 0,10-0,20 м/с при давлениях 3,04-6,08 МПа на основе инициирующего взрывчатого вещества или быстрогорящей пиротехнической смеси. Шашка имеет форму цилиндра с плоскими торцами, перпендикулярными образующей цилиндра, и имеет бронепокрытие на боковой поверхности цилиндра и одном из торцов, а на открытой поверхности шашки размещен электровоспламенитель. Шашка твердого топлива на основе инициирующего взрывчатого вещества сформирована из состава, содержащего 75-95% стифната свинца или калия, 0-10% перхлората аммония, 5-15% полимерного связующего. Шашка твердого топлива на основе быстрогорящей пиротехнической смеси сформирована из состава, содержащего перхлорат калия, красную кровяную соль и полимерное связующее. Изобретение позволяет обеспечить минимальный разброс импульса и времени работы микродвигателей с твердотопливным зарядом. 2 табл., 1 ил.

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.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-08-10 2015-08-09T00:07:08
Наверх