РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1997 года по МПК F02K9/08 

Описание патента на изобретение RU2088783C1

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) космического назначения, с отношением его длины к диаметру ≅ 1,5 преимущественно с шаровидной формой корпуса.

Известен сферический РДТТ космического корабля "Джемини" (США), используемый для торможения корабля на орбите. Двигатель имеет тонкостенную конструкцию корпуса, частично утопленное сопло, дублированную систему воспламенения. Корпус РДТТ изготовлен с помощью электронно-лучевой сварки из механически обработанных штампованных полусфер из титанового сплава. На внутреннюю поверхность корпуса нанесено теплозащитное покрытие. Внутренняя полость заряда имеет центральный глухой канал с щелевыми пропилами и открытую торцевую поверхность. Торцевая стенка глухого канала расположена в зоне переднего днища.

Недостатком данного РДТТ является низкий коэффициент заполнения корпуса топливом, обусловленный значительным свободным объемом в заряде, что не обеспечивает высокого массового совершенства двигателя, особенно важного для РДТТ космического назначения.

Технической задачей, решаемой изобретением, является устранение недостатков прототипа, а именно создание РДТТ с высокими коэффициентами заполнения корпуса топливом и массового совершенства двигателя.

Поставленная задача достигается тем, что в РДТТ, содержащем шаровидный корпус малого удлинения, состоящий из цилиндрической части и неразъемных переднего и соплового днищ, сопло, заряд смесевого ракетного твердого топлива, имеющий центральный глухой канал с щелями и открытую торцевую поверхность со стороны соплового днища, торцевая стенка глухого канала расположена в зоне цилиндрического участка корпуса, а суммарный свободный объем W полости заряда, включающий полость центрального канала и щелей, а также полость торцевого зазора, заключенную между открытой торцевой поверхностью заряда и сопловым днищем, составляет:
W≥ σкр•K
где σкр площадь критического сопла [м2]
K 0,027-эмпирический коэффициент [м]
На чертеже обозначено:
1 корпус РДТТ, 2 цилиндрическая часть корпуса, 3 переднее днище, 4 сопловое днище, 5 сопло, 6 критическое сечение сопла, 7 заряд, 8 - торцевая стенка глухого канала, 9 щели, 10 открытая торцевая поверхность.

Ухудшение характеристик РДТТ достигается тем, что корпус выполняют цельномотанным по типу "кокон" из композиционных материалов, заряд скреплен с корпусом, при этом корпус максимально возможно заполнен топливом. Однако увеличение объемного заполнения корпуса имеет предел, который определяется устойчивым горением топлива или минимально допустимым временем пребывания продуктов сгорания в корпусе (tmin), которое должно быть больше времени релаксации прогретого слоя.

Известно, что время пребывания газов в корпусе (t) определяется из соотношения:

где W начальный свободный объем,
A коэффициент истечения,
R, T газовая постоянная и температура продуктов сгорания,
σкр площадь критического сечения сопла [1]
Из приведенного выше соотношения следует, что минимально допустимое значение начального свободного объема корпуса определяется характеристиками топлива A, R, T, которые определяются термодинамическим расчетом, а также tmin и величиной критического сечения сопла, которая определяется, как правило, техническими требованиями к РДТТ и является величиной известной. Пределы изменения W определяются объемом корпуса и выражением, полученным из формулы (I) с учетом следующего:
Известно, что время релаксации определяется по формуле

где γ-коэффициент температуропроводности твердой фазы топлива,
g 10-7 ([3] с. 14)
U-скорость горения топлива [2]
Следовательно, минимально допустимый начальный свободный объем составляет

В данное соотношение входят конструктивные параметры РДТТ (W, σкр), а также параметры, характеризующие твердое ракетное топливо (A, R, T, U), являющиеся его неотъемлемыми свойствами, которые приводятся в документации на топливо, а также в конструкторской документации на РДТТ.

Таким образом, приведенное выше соотношение включает параметры, характеризующие РДТТ в статическом состоянии.

Правую часть соотношения для начального свободного объема преобразуем в виде:

Известно, что для современных высокоэнергетических твердых ракетных топлив комплекс параметров ART изменяется в небольших пределах.

Заявителем экспериментально установлено предельное значение k 0,027, тогда
W≥ 0,027•σкр.
Изобретение может быть применимо при создании РДТТ различных космических систем, например систем разгона и торможения, аварийного спасения, изменения ориентации космического корабля на орбите.

Похожие патенты RU2088783C1

название год авторы номер документа
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1994
  • Буртовая В.Я.
  • Козлов В.А.
  • Мухамедов В.С.
  • Пономарев К.И.
  • Филатова С.Ф.
  • Эйхенвальд В.Н.
RU2088784C1
КОЛЬЦЕВОЕ СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1991
  • Александер Т.Г.
  • Ключников А.Н.
  • Ульянов Ю.П.
  • Паламарчук В.П.
RU2007607C1
СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА И РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2004
  • Дудка Вячеслав Дмитриевич
  • Кузнецов Владимир Маркович
  • Швыкин Юрий Сергеевич
  • Махонин Владимир Владимирович
  • Маликов Эрнес Никифорович
  • Коликов Владимир Анатольевич
  • Коренной Александр Владимирович
  • Гольнев Игорь Анатольевич
RU2274758C1
СПОСОБ УМЕНЬШЕНИЯ ДЫМООБРАЗОВАНИЯ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ 1992
  • Самсонов Ю.Д.
  • Лобкина Т.А.
RU2067202C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1995
  • Лянгузов С.В.
RU2100635C1
КОРПУС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА И РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2009
  • Иоффе Ефим Исаакович
  • Лянгузов Сергей Викторович
  • Налобин Михаил Алексеевич
RU2408791C1
СТЕНДОВАЯ УСТАНОВКА 1993
  • Апакидзе Ю.В.
  • Артюхов А.П.
  • Вакуличев В.Т.
  • Виниченко Ю.С.
  • Гребенкин В.И.
  • Гурьянов В.С.
  • Зайчиков Ю.Е.
  • Калашников В.И.
  • Кривошеев Н.А.
  • Ляпунов А.М.
  • Пак З.П.
  • Преображенский Н.К.
  • Селюгин Г.Б.
  • Широков Р.В.
RU2045675C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1995
  • Лянгузов С.В.
RU2109159C1
ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2008
  • Лянгузов Сергей Викторович
  • Лянгузова Лариса Владимировна
  • Налобин Михаил Алексеевич
RU2379539C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2010
  • Соколовский Михаил Иванович
  • Соломонов Юрий Семёнович
  • Апакидзе Юрий Валентинович
  • Иоффе Ефим Исаакович
  • Лянгузов Сергей Викторович
  • Налобин Михаил Алексеевич
RU2449155C2

Реферат патента 1997 года РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Использование: изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) космического назначения, преимущественно с шаровидной формой корпуса. Сущность изобретения: в РДТТ, содержащем шаровидный корпус в виде неразъемных переднего и соплового днищ, скрепленных посредством цилиндрического участка, выполненный с длиной, не превышающей 1,5 его диаметра, сопло, заряд смесевого ракетного твердого топлива, имеющий центральный глухой канал с щелевыми пропилами и открытую торцевую поверхность со стороны соплового днища, торцевая стенка глухого канала расположена в зоне цилиндрического участка корпуса, а суммарный свободный объем полости заряда, включающий полость центрального канала и щелей, а также полость торцевого зазора, заключенную между открытой торцевой поверхностью заряда и сопловым днищем, составляет: W≥ σкр•K, где: σкр - площадь критического сечения сопла (м2), K = 0,027 - эмпирический коэффициент (м). 1 ил.

Формула изобретения RU 2 088 783 C1

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус в виде неразъемных переднего и соплового днищ, скрепленных посредством цилиндрического участка, выполненный с длиной, не превышающей 1,5 его диаметра, сопло и заряд смесевого ракетного твердого топлива, размещенный в корпусе с торцевым зазором относительно соплового днища и выполненный с глухим центральным каналом и сообщенными с ним продольными щелями, отличающийся тем, что торцевая стенка глухого канала расположена в зоне цилиндрического участка корпуса, а суммарный объем W полости заряда, включающий полость центрального канала и щелей, а также полость торцевого зазора, заключенную между открытой торцевой поверхностью заряда и сопловым днищем, составляет
W ≥ σкр•K,
где σкр- площадь критического сечения сопла, м2;
К 0,027 эмпирический коэффициент, м.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1997 года RU2088783C1

Зельдович Я.Б
и др
Теория нестационарного горения пороха
- М.: Наука, 1975
Новожилов Б.В
и др
Нестационарное горение твердых ракетных топлив
- М.: Наука, 1973
Калинин В.В
и др
Нестационарные процессы и методы проектирования узлов РДТТ
- М.: Машиностроение, 1986, с
Способ восстановления хромовой кислоты, в частности для получения хромовых квасцов 1921
  • Ланговой С.П.
  • Рейзнек А.Р.
SU7A1
Печь для непрерывного получения сернистого натрия 1921
  • Настюков А.М.
  • Настюков К.И.
SU1A1

RU 2 088 783 C1

Авторы

Алешин А.В.

Буртовая В.Я.

Давыдов А.С.

Ефремова Т.М.

Козлов В.А.

Немчак Ю.Н.

Пономарев К.И.

Симонов А.А.

Эйхенвальд В.Н.

Костин А.А.

Даты

1997-08-27Публикация

1994-01-14Подача