Заряд твердого топлива для стартово-разгонного ракетного двигателя

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива. Заряд твердого ракетного топлива для стартово-разгонного ракетного двигателя выполнен в виде топливной ленты, свернутой в рулон, с фиксированным зазором между витками рулона. Заряд выполнен всестороннего горения со ступенчатым профилем поперечного сечения топливной ленты, с нормированной толщиной горящего свода, соответствующей времени работы заряда на стартовом и разгонном режимах работы двигателя. Изобретение позволяет обеспечить стартово-разгонный процесс работы рулонных зарядов твердого ракетного топлива. 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) к ракетным двигателям.

Одной из основных проблем при отработке РДТТ является обеспечение высокого уровня их тяговооруженности применительно к стартово-разгонным ступеням ракет. Как правило, для указанных систем используют комплект вкладных канальных твердотопливных шашек всестороннего горения (Я.М. Шапиро, Г.Ю. Мазинг, Н.Е. Прудников. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. М., 1966, стр. 44, рис. 2.5, 2.6, патенты RU 2178092, RU 2248457, RU 2272167, DE 1241199).

Однако указанные конструкции обладают недостаточной тяговооруженностью применительно к малогабаритным ракетным комплексам, запуск ракет которых осуществляют из пусковой трубы (контейнера). Для таких систем более эффективной является конструкция рулонного заряда по патентам US 4311005, RU 2539174.

Конструкция заряда по источнику Ю.Б. Евграшин. Проектирование и отработка ракетных двигателей на твердом топливе. Изд-во Пермского государственного технического университета, 2008, стр. 89, рис. 3.166 принята авторами за прототип.

Недостатками заряда-прототипа являются ограниченные функциональные возможности конструкции, в частности невозможность реализации ступенчатой двухрежимной стартово-разгонной работы ракетного двигателя. В то же время именно двухрежимный стартово-разгонный процесс работы двигателя позволяет обеспечить наиболее выгодную аэродинамику и траекторию полета малогабаритных ракет, например противотанковых управляемых ракет (VON PROF. DR. WALDEMAR WOLFF, Raketen und Raketenballistik, DEUTCHNER MILLITARVERLAG, Berlin 1968, s. 103, bild 3.24), с обеспечением максимальной дальности стрельбы. Последнее достигается за счет оптимального перераспределения импульса тяги РДТТ между стартовым и разгонным режимами.

Технической задачей патентуемого изобретения является расширение функциональных возможностей рулонных зарядов ТРТ, в том числе для обеспечения стартово-разгонного процесса работы ракетного двигателя.

Технический результат изобретения заключается в создании заряда ТРТ для стартово-разгонного ракетного двигателя, выполненного в виде топливной ленты всестороннего горения, свернутой в рулон, с фиксированным зазором между витками рулона. При этом профиль поперечного сечения топливной ленты выполнен ступенчатым, с нормированной толщиной горящего свода, соответствующей времени работы заряда на стартовом и разгонном режимах работы двигателя.

Особенности патентуемого изобретения поясняются графическими материалами.

Фиг. 1. Общий вид патентуемого заряда:

1 - топливная лента.

Фиг. 2. Поперечное сечение топливной ленты:

L1 - длина «толстого» участка топливной ленты;

L2 - длина «тонкого» участка топливной ленты;

L - габаритная длина ленты;

- эквидистантные поверхности горения.

Фиг. 3. График зависимости R(τ):

R - тяга;

t - время;

- импульс тяги стартового режима ракетного двигателя;

- импульс тяги разгонного режима ракетного двигателя.

Сущность патентуемого изобретения заключается в выборе конструкции заряда, учитывающей основное свойство ТРТ - горение топлива параллельными слоями по эквидистантным поверхностям относительно начальной поверхности горения заряда.

В принятой конструкции заряда (Фиг. 1) на стартовом режиме обеспечивается высокий газоприход и тяга R заряда за счет всестороннего горения по всем поверхностям. После вырождения части поверхностей заряд переходит на разгонный режим (Фиг. 3).

Баллиститные ТРТ характеризуются существенным разбросом характеристик, в частности по скорости горения. Это весьма усложняет задачу по обеспечению требуемого соотношения импульсов тяги Ip, Ic.

В патентуемой конструкции заряда регулировка характеристик обеспечивается за счет смещения границы участков L1 и L2 в пределах габаритной ширины ленты L (Фиг. 2).

Положительный эффект изобретения заключается в расширении функциональных возможностей рулонных зарядов ТРТ, в том числе для обеспечения стартово-разгонного режима работы ракетного двигателя.

Патентуемое изобретение изготовлено в опытном производстве АО «НИИПМ» прессованием на прессе «Крупа» через калибрующую втулку ступенчатого профиля с последующим сворачиванием в рулон (пат. RU 2561139) и испытано в стендовых условиях с подтверждением двухрежимной стартово-разгонной работы ракетного двигателя.

Заряд твердого ракетного топлива для стартово-разгонного ракетного двигателя, выполненный в виде топливной ленты, свернутой в рулон, с фиксированным зазором между витками рулона, отличающийся тем, что заряд выполнен всестороннего горения со ступенчатым профилем поперечного сечения топливной ленты, с нормированной толщиной горящего свода, соответствующей времени работы заряда на стартовом и разгонном режимах работы двигателя.



 

Похожие патенты:

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.

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 ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит твердое ракетное топливо, причем компоненты, дающие в смеси взрывоопасную смесь, расположены в цилиндрической или конической шашке твердого ракетного топлива спиральными объемными секторами или коническими слоями.

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 области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива. Заряд твердого ракетного топлива для стартово-разгонного ракетного двигателя выполнен в виде топливной ленты, свернутой в рулон, с фиксированным зазором между витками рулона. Заряд выполнен всестороннего горения со ступенчатым профилем поперечного сечения топливной ленты, с нормированной толщиной горящего свода, соответствующей времени работы заряда на стартовом и разгонном режимах работы двигателя. Изобретение позволяет обеспечить стартово-разгонный процесс работы рулонных зарядов твердого ракетного топлива. 3 ил.

Наверх