Ракетный двигатель староверова-8 /варианты/


 


Владельцы патента RU 2561820:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Ракетный двигатель бессоплового типа содержит шашку твердого ракетного топлива, имеющую один или несколько продольных каналов на всю длину шашки заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо. Наружная поверхность шашки упрочнена трубой из плавящегося или сгораемого материала либо армирована высокомодульными волокнами, причем волокна ориентированы поперечно оси шашки, или и поперечно, и продольно, или по объемной спирали в разных направлениях. Изобретение позволяет повысить эффективность бессоплового ракетного двигателя, а также повысить прочность его шашки. 1 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям торцевого горения и пригодно для всех видов ракет - от малокалиберных неуправляемых до стратегических и космических ракет. Особенно данный двигатель пригоден для ракет с большой конечной скоростью.

Известны бессопловые двигатели с канальным и торцевым горением, но они обладают низким удельным импульсом, так как в них невозможно обеспечить эффективное расширение образующихся газов. Известен мой «Бескорпусный двигатель» пат. №2398125, в котором для получения нужной достаточно высокой линейной скорости горения топлива, шашка имеет продольные отверстия на всю длину, заполненные смесью на основе черного пороха или иной. Для повышения прочности шашки она имеет продольное армирование высокомодульными волокнами.

Однако, те же самые технические решения могут обеспечить получение в задней части шашки сопловидной поверхности в виде расширяющегося конуса, обеспечивающего расширение образующихся газов с эффективностью, равной эффективности настоящего реактивного сопла.

ВАРИАНТ 1. Итак, данный двигатель содержит шашку твердого ракетного топлива, имеющую один или несколько продольных каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо (далее «лидер-топливо», а канал с ним - «лидер-заряд»).

Таким более быстро горящим топливом может быть смесь на основе черного пороха. Причем для изменения скорости горения этой смеси она может частично содержать нитрат аммония (безводный) вместо нитрата калия (например, 50:50%). Или может содержать мелкодисперсные взрывчатые вещества малобризантного действия (например, тринитро-м-ксилол). Для уменьшения скорости горения смесь может содержать балластные горючие или негорючие вещества, например гексаметилентетрамин.

К основному топливу предъявляется требование достаточной прочности. Основным топливом могут быть существующие твердые топлива, например перхлорат аммония или динитрамид аммония в полимеризованном эфире метакриловой кислоты (в плексигласе, радиационная полимеризация), в полиуретане, в синтетических смолах и т.п.

При этом в процессе горения шашки точка фронта горения быстрогорящей смеси будет опережать процесс горения основного топлива, и будет как бы вершиной конуса, обращенного раструбом назад. То есть, если упомянутый канал один, то образуется расширяющееся реактивное сопло, состоящее из материала шашки, то есть из топлива (далее «сопло»). См. прилагаемый эскиз.

Правда, этот двигатель нуждается в точном подборе скорости горения топлива, точнее - двух топлив. Если в обычном твердотопливном двигателе мы, зная скорость горения какого-то топлива при данном давлении, подбираем нужный диаметр сопла, то в этом двигателе надо делать наоборот - зная диаметр среза сопла, ПОДБИРАТЬ СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ основного топлива и лидер-топлива, причем, при другом давлении. Зато каков выигрыш - нет ни корпуса, ни сопла, не нужно ступенирование!

Чтобы убедиться в работоспособности и эффективности такого двигателя, сравним его с обычным ракетным твердотопливным двигателем (РДТТ) с одинаковым удельным тепловыделением топлива, с одинаковой площадью среза сопла и с одинаковым давлением на срезе сопла. Допустим, в РДТТ в секунду сгорает масса топлива «М». Подбираем скорость горения основного топлива и лидер-топлива данного двигателя так, чтобы конусность фронта горения составляла 10-15 градусов на сторону (примерно как в настоящем реактивном сопле), и чтобы при этом на получившейся конусной поверхности сгорало «М» топлива в секунду. То есть расход топлива одинаковый. Удельное тепловыделение топлива и давление на срезе сопла также одинаковые, следовательно, одинаковой будет и температура газов. Если расход газа через срез сопла и параметры газа одинаковы, то значит, одинакова и скорость истечения газа. То есть работа данного двигателя полностью идентична работе обычного РДТТ.

Чтобы края такого сопла не обламывались от перепада давления изнутри и снаружи (хотя этот перепад на срезе сопла невелик или даже отсутствует, если давление на срезе выбирается равным атмосферному), наружная поверхность шашки может быть армирована высокомодульными волокнами. Модуль волокон должен быть больше модуля материала топлива, чтобы именно они воспринимали на себя растягивающую нагрузку. Но, в отличие от прототипа, волокна должны быть ориентированы в основном поперечно оси шашки. Или и поперечно, и продольно. Или по объемной спирали в разных направлениях.

Чтобы волокна не болтались за соплом по мере сгорания шашки, они должны быть или легкоплавкими (синтетические высокопрочные высокомодульные волокна типа «3айлон», «Дайнима» «Спектра», «Вектран», легкоплавкие сорта стекловолокна), или сгораемыми (те же синтетические волокна, углеволокно, сгораемые металлы, например, из алюминиево-магниевого сплава).

Или в качестве армирования шашка может быть заключена в тонкостенную трубу из этих материалов.

Если каналов несколько, то они должны быть расположены достаточно равномерно по ее поперечному сечению, например, в сотовом порядке, квадратами, а лучше - кругами. При этом в задней части шашки образуется не одно, а несколько расширяющихся сопел, находящихся в одной плоскости, то есть задний торец шашки будет иметь многоконусную форму. Такой же форма торца должна быть и изначально - при зажигании шашки. При этом уменьшится время нахождения горящих компонентов топлива в зоне реакции, однако это, как показывает опыт ракетомоделирования, не существенно - хорошо летают даже микромодели ракет величиной с полспички.

Такая форма лучше позволяет использовать шашку до самого конца, когда конус горения становится усеченным конусом при приближении к переднему торцу шашки. А эффективность многоконусного сопла такая же, как и одноконусного.

Сопло такого двигателя вследствие некоторой неточности изготовления или неравномерности горения может несколько перекоситься в процессе горения, поэтому для неуправляемых ракет с таким двигателем особенно актуальна стабилизация вращением. Особенно это актуально еще и потому, что на ракете с таким двигателем трудно установить задние аэродинамические стабилизаторы - их не к чему крепить.

Однако, их можно установить на скользящей обойме. Обойма при этом может сдвигаться вперед по мере обгорания шашки сама, за счет наличия расширяющегося конического участка сзади - этот участок будет частью упомянутого расширяющегося сопла и будет создавать тягу, направленную вперед, аналогично моему изобретению «Бескорпусный двигатель с самоподачей» пат. 2431052. Или обойма может сдвигаться вперед с помощью нити, соединенной с принудительным приводом, например, с турбинкой, находящейся в потоке газов или в потоке воздуха (аналогично моему вышеупомянутому изобретению пат. №2398125).

Особенно целесообразно применение таких легких и дешевых двигателей в ракетах систем залпового огня, которые принудительно стабилизируются вращением (например, «Град»).

Но такой двигатель может быть применен и в управляемой ракете, в которой стабилизация полета осуществляется системой ее управления, например, в ракетах «воздух-воздух», «земля-воздух», «воздух-земля», в ракетах среднего радиуса действия, в универсальных ракетах, аналогичных ракете «Стандарт-3М». Правда, устойчивый полет такой ракеты без вращения и без стабилизаторов возможен при применении только одной аэродинамической схемы - «Флюгерная утка» по моему пат. №2410286. Или же с применением газодинамического управления. Самостабилизация при этом будет осуществляться за счет того, что топливо, как правило, легче полезной нагрузки (если та хорошо скомпонована), и поэтому центр тяжести будет находиться впереди аэродинамического фокуса.

ВАРИАНТ 2. Для начала вращения может быть использована реактивная сила самой шашки. Для этого в шашке должно быть несколько каналов (как минимум 2, оптимально - 6 и более), причем по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии (то есть везде, кроме как по продольной оси) спиральные или наклонные в одну сторону. Спиральные каналы эффективнее, но наклонные - прямолинейные, и поэтому проще в изготовлении. По всей длине шашки трудно сделать наклонные или спиральные каналы, поэтому для приобретения нужной скорости вращения достаточно, если такие каналы будут только в задней части шашки. Эта задняя часть может изготавливаться отдельно и приклеиваться к основной шашке с соблюдением совпадения каналов.

Такие каналы образуют несколько наклонных к продольной оси шашки реактивных сопел (они должны быть отформованы на шашке и изначально), которые при старте ракеты будут закручивать ее.

Следует отметить особенность технологии изготовления такого двигателя: каналы могут быть просверлены или отлиты, а затем заполнены быстрогорящей смесью. Но возможен и другой вариант - участки с быстрогорящей смесью изготавливаются заранее в виде фитилей (например, нитрованная хлопчатобумажная бечевка, пропитанная затем составом черного пороха). Эти фитили натягиваются между передним и задним торцами (смазать их отливочные формы разделительной смазкой), торцы помещаются в трубу, допустим, из зайлона, и в образовавшуюся полость в вертикальном положении заливается пиротехническая смесь твердого топлива в виде эпоксидной, полиэфирной, или другой смолы с добавлением перхлората. Если будет применен плексиглас, то его термическая полимеризация невозможна, необходимо применить радиационную полимеризацию.

На прилагаемом эскизе показан данный двигатель по варианту 1 с одним каналом.

Двигатель состоит из шашки твердого ракетного топлива 1 в виде цилиндра. По оси шашки имеется канал 2 с пороховой смесью. Снаружи шашка имеет армирующий слой в виде тонкостенной зайлоновой намотки 3 с эпоксидной смолой. Сзади имеется конусная выемка 4, образующая расширяющееся реактивное сопло.

Для закрутки ракеты в полете на шашке могут иметься наклонные стабилизаторы, крепящиеся порознь или на общей обойме (для одновременности отделения), отделяющейся после обгорания конца шашки.

Работает двигатель так: топливо в канале 2 горит быстрее. И поэтому фронт горения основного топлива образуется в виде конуса, из которого и истекают со сверхзвуковой скоростью образующиеся газы. Создается тяга.

Следует отметить еще одно положительное качество такого двигателя - ракете для достижения высоких конечных скоростей не нужна многоступенчатая конструкция. Двух- и более - ступенчатая конструкция применяется лишь для того, чтобы сбросить ставшие слишком тяжелыми (в относительном исчислении) баки, корпус, жидкостный двигатель, сопло (в бескорпусном двигателе). Но в данном двигателе ничего этого нет. Даже если условно считать корпусом обмотку шашки в один-два слоя высокомодульными волокнами, то этот «корпус» весит всего 0,1-1% от массы двигателя и сам укорачивается по мере работы двигателя. То есть, достижение любых реальных скоростей (например, 14,1 км/сек) возможно одной ступенью. Правда, при этом в конце разгона на полезную нагрузку будет действовать большая перегрузка. И, если полезная нагрузка этого не выдерживает, то этого можно избежать, применив опять же многоступенчатую конструкцию, в которой шашка второй ступени будет иметь меньший диаметр и меньшую тягу. Но при этом не появляются недостатки обычной многоступенчатой конструкции - нет никаких баков, корпусов, сопел. Или можно применить конический двигатель.

1. Ракетный двигатель бессоплового типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива, которая имеет один или несколько продольных каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, и отличающийся тем, что наружная поверхность шашки армирована высокомодульными волокнами, причем волокна ориентированы поперечно оси шашки, или и поперечно, и продольно, или по объемной спирали в разных направлениях, или же наружная поверхность шашки упрочнена трубой из плавящегося или сгораемого материала.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что более быстро горящим топливом является смесь на основе черного пороха.

3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что для изменения скорости горения этой смеси она частично содержит нитрат аммония вместо нитрата калия, или содержит мелкодисперсные взрывчатые вещества малобризантного действия, например, тринитро-м-ксилол, или содержит балластные горючие или негорючие вещества, например гексаметилентетрамин.

4. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что имеет скользящую обойму со стабилизаторами, причем в задней части обоймы имеется расширяющийся конический участок.

5. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что обойма сдвигается вперед с помощью нити, соединенной с принудительным приводом, например, с турбинкой, находящейся в потоке газов или в потоке воздуха.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей со скрепленным с корпусом зарядом смесевого твердого топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и во вспомогательных ракетных двигателях твердого топлива.

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель.

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на высокоэнергетических составах. .

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

Изобретение относится к ракетным двигателям для ракетно-космического моделирования в сфере технических видов творчества молодежи и детских развивающих игр. .

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к ракетостроению, в частности к двигателестроению. .

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

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкциям твердотопливных зарядов, предназначенных для обеспечения ступенчатого изменения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для твердотопливных изделий различного назначения.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и шашку ракетного топлива с продольным каналом. В топливной шашке - закрытополостные радиальные щелевые пустоты. Соотношение компонентов топлива ракетного двигателя: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31, или алюмогидрида лития - 20,40%, динитрамида аммония - 53,33%, декаборана - 26,27%. Изобретение позволяет при работе ракетного двигателя увеличивать газопроизводительность шашки по мере ее выгорания. 3 ил.
Наверх