Малогабаритный импульсный рдтт, работающий в режиме низкоскоростной детонации



Малогабаритный импульсный рдтт, работающий в режиме низкоскоростной детонации
Малогабаритный импульсный рдтт, работающий в режиме низкоскоростной детонации
Малогабаритный импульсный рдтт, работающий в режиме низкоскоростной детонации

Владельцы патента RU 2644804:

Ермолаев Борис Сергеевич (RU)

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов. В изобретении предлагаются малогабаритные импульсные двигатели предельно простой конструкции, состоящие из цилиндрической камеры сгорания и дивергентного сопла. В качестве топлива используются смесевые составы на основе ПХА, отформованные в виде цилиндрических шашек без канала прессованием или литьем, и имеющие пористость несколько процентов. Горение топлива осуществляется в режиме низкоскоростной детонации, которая возбуждается с помощью таблетки прессованного гексогена, размещаемой у торца топливной шашки и поджигаемой электровоспламенителем. Это позволяет получить двигатели с крайне малым временем работы менее 2 мс, с высоким удельным импульсом до 260 с, дающие суммарный импульс в диапазоне 80-1000 Н·с. Малое время работы обеспечивает максимальное быстродействие, что вносит минимальные ошибки при выполнении маневров коррекции ракет и снарядов. Предельная простота конструкции, крайне низкие тепловые потери, быстрое воспламенение топлива во фронте волны низкоскоростной детонации и сгорание по всему объему делает новый тип двигателей надежным и безотказным, с минимальным разбросом по удельному импульсу. Простота конструкции также обеспечивает легкость и экономичность производства наряду с высоким качеством. 2 ил.

 

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов.

Известны различные конструкции малогабаритных импульсных РДТТ, которые обычно относят к двигателям специального назначения (ДСН). В эту группу входят двигатели коррекции на конечном баллистическом участке траектории снарядов, тормозные двигатели для разделения ступеней и отделения головной части ракетного комплекса, двигатели увода и сброса головного обтекателя ракеты или космического аппарата, двигатели закрутки и отстрела ракет.

Обычно ДСН работают в режиме канального горения, время работы - менее 0,6 с, суммарный импульс тяги находится в диапазоне 40-20000 Нс, масса двигателя в диапазоне 0,5-30 кг, масса топлива в диапазоне 0,015-10 кг.

Существующие ДСН отличаются сложной конструкцией. Необходимость иметь большую поверхность горения заставляет располагать в камере сгорания большое число топливных шашек. Таким образом, само топливо не может служить защитой поверхности камеры от действия раскаленных газов. Для этого используется специальное теплозащитное покрытие, которое может отслаиваться. Отдельную проблему представляет инициатор горения. Он должен быть мощным, чтобы обеспечить быстрое воспламенение всех топливных шашек, но при этом напор раскаленных газов не должен их разрушать (Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. И.М. Гладков, Ю.П. Ермаков, Б.Я. Малкин и др. М.: ЦНИИ Информации, 1990, с.109). Особую трудность представляет подбор инициатора горения для ДСН небольшой мощности. Инициатор горения имеет сложную конструкцию и включает в себя промежуточный пиропатрон, который запускается от специальной огнепроводной трубки, что чревато вероятностью отказа запуска ДСН или неправильным режимом его работы. Наконец, для фиксации шашек нужны опорные решетки (диафрагмы). Из-за давления, которое быстро нарастает в течение короткого времени, опорная диафрагма часто ломается и попадает в сопло (Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. И.М. Гладков, Ю.П. Ермаков, Б.Я. Малкин и др. М.: ЦНИИ Информации, 1990, с.34).

Конструкционная сложность существующих ДСН не только повышает их стоимость, но и сказывается на их надежности и воспроизводстве рабочих характеристик. И конечно, в артиллерийских системах огромные перегрузки при выстреле (тысячи g) предъявляют повышенные требования к надежности конструкции ДСН, которая по возможности должна быть простой.

Задачей изобретения является создание импульсного микродвигателя небольших габаритов, максимально простого по конструкции и в изготовлении, который способен обеспечить суммарный импульс тяги в диапазоне 80-1000 Н·с.

Задача решается путем конструирования микродвигателя, который содержит простую цилиндрическую камеру сгорания 1 с электровоспламенителем 2, и насадку-сопло 3 с дивергентной частью (Рис. 1). В камеру сгорания помещается монолитное топливо 4 (прессованное или, возможно, литое) в форме цилиндрической шашки без канала и промежуточный инициирующий заряд 5, который переводит режим горения, возбуждаемый воспламенителем, в низкоскоростную детонацию (НСД) и передает этот режим топливной шашке.

Решение задачи обеспечивается также тем, что в качестве топлива используются составы, способные к устойчивой низкоскоростной детонации (НСД). По сравнению с нормальной детонацией режим НСД отличается гораздо более низкими значениями скорости распространения и давления. Экзотермическое превращение топлива инициируется во фронте НСД во множестве «горячих точек» - очагов и затем быстро распространяется из очагов на весь объем топлива в режиме взрывного горения. На поддержание волны расходуется лишь малая часть химической энергии топлива, выделяемой в зоне реакции от фронта волны до точки Чепмена-Жуге (В.В. Митрофанов. Детонация гомогенных и гетерогенных систем, Новосибирск: Издательство Института гидродинамики им. М.А. Лаврентьева СО РАН, 2003, с.158). Основное выделение химической энергии происходит в облаке горящих частиц после прохождения фронта волны НСД. Чтобы обеспечить полноту горения, в предлагаемом двигателе имеется дожигательная полость 6, в которой сгорает топливо, оставшееся после прохождения НСД. Давление, довольно высокое на стадии распространения НСД, заметно снижается при выходе волны в дожигательную полость. Подбирая пористость топливной шашки и размер частиц, составляющих топливо, можно не только обеспечить устойчивость НСД, но и контролировать время сгорания так, чтобы оно было меньше времени пребывания продуктов горения в дожигательной полости.

Возбуждение НСД в топливе осуществляется после срабатывания воспламенителя и ускорения горения в инициирующем заряде, который изготавливается в виде таблетки из прессованного гексогена. Диаметр таблетки равен диаметру шашки топлива. Размер частиц гексогена, пористость и длина таблетки подбираются таким образом, чтобы на торце таблетки ускорение горения приводило к НСД, имеющей скорость около 2 км/с. Точно такой же процесс без задержки возбуждается в топливном заряде. Полное время работы двигателя, отсчитываемое от момента срабатывания воспламенителя и включающее распространение НСД по заряду топлива, горение диспергированной взвеси частиц топлива в дожигательной полости и выброс продуктов горения через сопло, не превышает 2 мс против 0.6 с у обычных ДСН.

Короткое время работы импульсного ракетного двигателя на НСД делает несущественными тепловые потери в стенки камеры, которые для некоторых видов ДСН составляют серьезную техническую проблему (Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. И.М. Гладков, Ю.П. Ермаков, Б.Я. Малкин и др. М.: ЦНИИ Информации, 1990, с.51). Также короткое время работы двигателя позволяет быстро осуществлять коррекцию движения снаряда или ракеты, что вносит минимальные ошибки при выполнении маневра коррекции и увеличивает быстродействие ДСН на НСД на два порядка величины.

В предлагаемом двигателе отпадает техническая задача фиксации топливных шашек канального горения, имеющая важное значение при проектировании обычных ДСН. В данном случае топливо просто запрессовывается или заливается сплошным блоком в цилиндрическую емкость камеры сгорания, таким образом получается очень простой в техническом исполнении двигатель торцевого горения.

Кроме того, монолитный заряд способен легко выдерживать большие перегрузки (возникающие, например, при выстреле снаряда в артиллерийских системах).

В данных исследованиях был найден ряд высокоплотных составов, в которых НСД распространяется устойчиво с постоянной скоростью и не переходит в нормальную детонацию на зарядах длиной до 300 мм и диаметром до 50 мм, помещенных в прочные стальные оболочки. После опыта оболочки оставались целыми и использовались многократно. Вот эти составы.

Прессованные смеси ПХА и полиметилметакрилата (ПММА) (В.Ф. Мартынюк, А.А. Сулимов, В.А. Чамров, В.Ф. Дубовицкий, М.К. Сукоян. Структура детонационного фронта смесей окислитель-инертное горючее // Химическая физика, 1983, №10, с.1435-1439).

Смесевые пороха на основе перхлората аммония (А.А. Сулимов, Б.С. Ермолаев, В.Е. Храповский. Конвективное горение малопористых блочных зарядов в импульсных сопловых устройствах // Химическая физика, 2007, т.26, №11, с.47-56).

Прессованные смеси ПХА, гексогена и алюминия (А.А. Сулимов, А.А. Борисов, Б.С. Ермолаев, М.К. Сукоян и др. Генерирование взрывных волн в канале детонацией высокоплотных смесевых составов, обогащенных алюминием // Химическая физика, 2009, т.28, №9, с.70-79).

Литое полимеризованное топливо из ПХА и полибутадиена с добавкой гексогена (Сулимов А.А., Ермолаев Б.С. Низкоскоростная детонация в литых смесевых топливах // Горение и взрыв, 2016, т.9, номер 1, с.125-130).

Мелкозернистые пироксилиновые пороха (Б.С. Ермолаев, В.Ф. Мартынюк, А.А. Беляев, А.А. Сулимов. Низкоскоростные режимы детонации зерненного пироксилинового пороха// Химическая физика, 2014, т. 33, №6, с. 64-72).

Сравнительные испытания этих составов показали, что для применения в качестве топлива в малогабаритных импульсных РДТТ оптимально подходят прессованные смеси мелкодисперсных порошков ПХА и ПММА, а также эти же смеси с добавкой небольшого количества мелкодисперсного гексогена. Вот несколько примеров работы лабораторных двигателей на этих топливах.

Пример 1. Двигатель из стали ХГСА с диаметром камеры сгорания 15,5 мм (толщина стенок 12 мм) и длиной 310 мм заполнялся прессованной смесью состава 15% ПММА (размер частиц 3 мкм) и 85% ПХА (размер частиц 90 мкм). Масса топлива составила 34,5 г, длина заряда 110 мм, относительная плотность 0.98 (пористость 2%), длина дожигательной полости 200 мм. Масса двигателя составила 2530 г. Сопло диффузор имеет степень расширения дивергентной части сопла 5 и угол раствора конуса α=20°. Инициирующий заряд - таблетка гексогена (размер частиц 40 мкм) высотой 15 мм. После поджига инициирующего заряда скорость НСД в топливе составила 2050 м/с, удельный импульс истекающих газов 222 с, суммарный импульс 85,3 Н·с. Погрешность измерений единичного импульса, полученная осреднением по 5 опытам, не превышает 3%.

Пример 2. Двигатель из стали ХГСА с диаметром камеры сгорания 15,5 мм (толщина стенок 12 мм) и длиной 310 мм заполнялся прессованной смесью состава 15% ПММА (размер частиц 3 мкм), 70% ПХА (размер частиц 90 мкм) и 15% гексогена (размер частиц 40 мкм). Масса топлива составила 34,1 г, длина заряда 110 мм, относительная плотность 0.98 (пористость 2%), длина дожигательной полости 200 мм. Масса двигателя составила 2530 г. Сопло диффузор имеет степень расширения дивергентной части сопла равна 5, углом раствора конуса α=20°. Инициирующий заряд - таблетка гексогена (размер частиц 40 мкм) высотой 15 мм. После поджига инициирующего заряда скорость НСД в топливе составила 2000 м/с, удельный импульс истекающих газов 236 с, суммарный импульс 91,5 Н·с.

Для данного эксперимента было исследовано влияние степени расширения дивергентной части сопла при идентичных примеру 2 габаритах двигателя и топливной шашки, составе топлива и инициирующего заряда.

Пример 3. Двигатель из стали ХГСА с диаметром камеры сгорания 15,5 мм (толщина стенок 12 мм) и длиной 310 мм заполнялся прессованной смесью состава 12% ПММА (размер частиц 3 мкм), 68% ПХА (размер частиц 20 мкм) и 20% гексогена (размер частиц 40 мкм). Масса топлива составила 34,1 г, длина заряда 110 мм, относительная плотность 0.98 (пористость 2%), длина дожигательной полости 230 мм. Масса двигателя составила 2530 г. Сопло-диффузор имеет степень расширения дивергентной части сопла равна 5, углом раствора конуса α=20°. Инициирующий заряд - таблетка гексогена (размер частиц 40 мкм) высотой 15 мм. Относительная плотность заряда 0.96 (пористость 4%). Удельный импульс истекающих газов составил 260 с, суммарный импульс 100,8 Н·с.

Пример 4. Двигатель из стали ХГСА с диаметром камеры сгорания 40 мм (толщина стенок 22 мм) и длиной 310 мм заполнялся прессованной смесью состава 15% ПММА (размер частиц 3 мкм) и 85% ПХА (размер частиц 90 мкм). Масса топлива составила 450 г, длина заряда 110 мм, относительная плотность 0.98 (пористость 2%), длина дожигательной полости 200 мм. Масса двигателя составила 10460 г. Сопло диффузор имеет степень расширения дивергентной части сопла равна 5, углом раствора конуса α=20°. Инициирующий заряд - таблетка гексогена (размер частиц 40 мкм) высотой 25 мм. После поджига инициирующего заряда скорость НСД в топливе составила 2050 м/с, удельный импульс истекающих газов 222 с, суммарный импульс 999 Н·с.

Время работы всех двигателей не превышает 2 мс. Типичная зависимость давления от времени, полученная с помощью высокочастотного пьезокварцевого датчика давления марки AVL, установленного в дожигательной полости камеры сгорания, представлена на Рис. 2.

Сопоставление с существующими двигателями специального назначения.

Энергетические параметры двигателя из примеров 1, 2 и 3 очень близки к таковым для двигателя закрутки ДЗ-2 (Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. И.М. Гладков, Ю.П. Ермаков, Б.Я. Малкин и др. М.: ЦНИИ Информации, 1990, с.98). Последний при массе двигателя 1,4 кг и массе топлива 58 г он дает суммарный импульс 110 Н·с, удельный импульс 193 с, время работы 200 мс. Однако двигатели на НСД выигрывают по удельному импульсу.

Параметры двигателя из примера 4 очень близки к параметрам двигателя отсечки ДО-1 (Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. И.М. Гладков, Ю.П. Ермаков, Б.Я. Малкин и др. М.: ЦНИИ Информации, 1990, с.18). При массе двигателя 2,4 кг и массе топлива 428 г он дает суммарный импульс 920 Н·с, удельный импульс 219 с, время работы 40 мс. Его отличает наличие огромного числа топливных шашек – 88. Против всего одной шашки топлива в нашем примере. Двигатель в примере 4 явно выигрывает по простоте и надежности, а по внешним габаритам приближается к двигателю ДО-1. Диаметр 84 мм против 115 мм у ДО-1, длина 310 мм против 188 мм у ДО-1. Несомненно, при проектировании параметры двигателей на НСД могут быть значительно оптимизированы.

В итоге можно сказать, что для получения суммарного импульса в диапазоне до 100 Н·

с предлагаемые двигатели на НСД даже в неоптимизированном, экспериментальном варианте имеют явные преимущества по удельному импульсу и предельной простоте конструкции. Кроме того, при оптимизации вполне возможно получить двигатели, не уступающие существующим ДСН в диапазоне суммарных импульсов до 1000 Н·с.

Малогабаритный импульсный РДТТ, состоящий из камеры сгорания и дивергентного сопла, отличающийся тем, что в камере сгорания помещается топливо - в виде сплошной шашки без канала, изготавливаемой литьем или прессованием, - и сгорающее в режиме устойчивой низкоскоростной детонации, которая возбуждается с помощью инициирующего заряда, поджигаемого электровоспламенителем.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области военной техники, а именно к системам управления вращающимися ракетами. .

Изобретение относится к боеприпасам для гладкоствольного охотничьего оружия. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в оборонной промышленности для осуществления вращения реактивных снарядов. .

Ракета // 2071027
Изобретение относится к ракетам (реактивным снарядам) ракетных (реактивных) систем (комплексов) залпового огня, снабженным, преимущественно, газодинамическими системами управления (стабилизации).

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в реактивных системах залпового огня (РСЗО). Осуществляют наведение пусковой установки (ПУ) в горизонтальной плоскости в направлении на цель, поднимают направляющие с реактивными снарядами (РС) на заданный угол пуска в вертикальной плоскости (ВП), вводят расчетное время (РВ) полета в систему автономной коррекции траектории полета (САКТ) PC по начальному участку траектории, включают твердотопливные ракетные двигатели, осуществляют пуск PC под малым углом в ВП по начальному участку траектории полета (УТП) PC с учётом технических характеристик ПУ и рельефа местности размещения ПУ, осуществляют перевод PC на новую траекторию с большим углом в ВП после истечения РВ с учётом условия необнаружения PC на начальном участке траектории радиолокационной станцией (РЛС) контрбатарейной борьбы (КББ) противника, производят пуск PC с последующим полетом по заданной баллистической траектории, имитирующей запуск PC из фиктивной точки, удаленной от ПУ на безопасное расстояние, исключающее поражение ПУ огнем артиллерии противника по результатам засечки РЛС КББ стартовой позиции РСЗО, управляют углами тангажа и рысканья PC с помощью газодинамических рулей по командам от САКТ PC в зависимости от безопасной высоты полета PC, исключающей обнаружение с помощью РЛС КББ, удаления ПУ от РЛС от линии фронта, минимального угла обзора РЛС КББ в ВП, фиктивного угла пуска, угла пуска PC в ВП, угла вектора скорости PC, поправки к углу пуска PC, скорости полета PC, допустимой перегрузки PC в ВП, ускорения свободного падения, поражают цель.

Изобретение относится к средствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата содержит узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к корпусу летательному аппарату, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм, который выполнен в виде пиропривода со штоком-толкателем и закреплен в корпусе.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к средствам раскладывания аэродинамических поверхностей. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано в качестве реактивного снаряда. .

Изобретение относится к области военной техники, в частности к средствам поражения личного состава, находящегося в укрытиях, защищенных объектах, объемно-детонирующим боеприпасом.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к инженерным боеприпасам с кумулятивным боевым элементом. Инженерный боеприпас с кумулятивным боевым элементом содержит контейнер с крышкой, датчик обнаружения цели и боевой полетный модуль.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к инженерным боеприпасам. Инженерный боеприпас содержит контейнер с крышкой, датчик обнаружения цели и боевой полетный модуль.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к автономным тактическим боеприпасам. Автономный тактический боеприпас содержит корпус, кумулятивный заряд, парашют, источник питания, координатор цели, систему автономного наведения и устройство перемещения.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к инженерным боеприпасам с координатором цели. Инженерный боеприпас с координатором цели содержит корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, систему автономного наведения, координатор цели и устройство перемещения.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к противотанковым минам. Противотанковая мина содержит корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, координатор цели и систему автономного наведения.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к боевым частям кассетных боеприпасов реактивных систем залпового огня. Автономная боевая часть с координатором цели содержит корпус, кумулятивный заряд, парашют, источник питания, координатор цели, систему автономного наведения и устройство перемещения.

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания.

Группа изобретений относится к области обороны, а именно к устройствам и способам увеличения дульной скорости пули и ликвидации отдачи. Устройство увеличения дульной скорости пули и ликвидации отдачи состоит из ствола, патронника, надульника.

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей, которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов. В изобретении предлагаются малогабаритные импульсные двигатели предельно простой конструкции, состоящие из цилиндрической камеры сгорания и дивергентного сопла. В качестве топлива используются смесевые составы на основе ПХА, отформованные в виде цилиндрических шашек без канала прессованием или литьем, и имеющие пористость несколько процентов. Горение топлива осуществляется в режиме низкоскоростной детонации, которая возбуждается с помощью таблетки прессованного гексогена, размещаемой у торца топливной шашки и поджигаемой электровоспламенителем. Это позволяет получить двигатели с крайне малым временем работы менее 2 мс, с высоким удельным импульсом до 260 с, дающие суммарный импульс в диапазоне 80-1000 Н·с. Малое время работы обеспечивает максимальное быстродействие, что вносит минимальные ошибки при выполнении маневров коррекции ракет и снарядов. Предельная простота конструкции, крайне низкие тепловые потери, быстрое воспламенение топлива во фронте волны низкоскоростной детонации и сгорание по всему объему делает новый тип двигателей надежным и безотказным, с минимальным разбросом по удельному импульсу. Простота конструкции также обеспечивает легкость и экономичность производства наряду с высоким качеством. 2 ил.

Наверх