РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ БАЛЛИСТИТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2001 года по МПК F02K9/18 

Описание патента на изобретение RU2168648C1

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива с вкладными зарядами из баллиститных твердых топлив (БТТ) для двигателей различного функционального назначения и, в частности, для двигателей активно-реактивных систем (АРС) и противотанковых систем (ПТУРС).

Специфика работы вкладного заряда систем АРС и ПТУРС накладывает жесткие требования к его механическим, энергическим и физико-механическим характеристикам твердого ракетного топлива (ТРТ), обеспечивающим надежную работоспособность двигателя в требуемых условиях эксплуатации и боевого применения. Эти условия включают температурные перепады в процессе длительного хранения, транспортные нагрузки, воздействие осевых и радиальных перепадов давления внутри корпуса двигателя при его работе, осевые и поперечные перегрузки при полете изделия.

Конструктивная схема двигателя со свободно вложенным вкладным зарядом является классической (см., например, Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников И. Н. "Основы проектирования ракет на твердом топливе". Военное издательство М. О., М., 1968 г., стр. 38. рис. 1.35). На схеме рис. 1.35 представлен РДТТ со свободно вложенным бронированным зарядом, горящим по цилиндрическому каналу, что не может обеспечить высокую тяговооруженность двигателя (при требуемом малом времени его работы), особенно для систем АРС и ПТУРС.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), схематично представленный на фиг. 10.16 в книге А.М. Винницкого "Ракетные двигатели на твердом топливе", Машиностроение, М, 1973 г., стр. 293, который принят за прототип. Конструкция двигателя-прототипа представляет собой РДТТ с вкладным зарядом из баллиститного твердого топлива всестороннего горения, имеющим в центральном канале щелевые вырезы по всей длине заряда, что обеспечивает развитую поверхность горения, особенно в начальный момент работы двигателя и, следовательно, высокую тяговооруженность двигателя (См. фиг. 1 - прототип).

Основной недостаток конструкции двигателя, принятого за прототип, состоит в следующем. Как правило, температурный диапазон боевой работы двигателя значительно превышает естественный климатический и составляет от минус 50oC до плюс 60oC, поэтому имеются случаи разрушения заряда за счет недостаточного уровня механической надежности (вероятности безотказной работы по прочности) как в зоне верхнего температурного диапазона использования, так и в зоне нижнего диапазона, что в итоге приводит к частичному разрушению заряда и снижению полного импульса тяги двигателя, а в отдельных случаях даже к полному разрушению двигателя. На фиг. 2 показаны экспериментальные диаграммы "давление (тяга) - время" испытаний типового двигателя при различных температурах.

(1) + 20oC - нормальная работа двигателя;
(2) + 60oC - работа с частичным разрушением заряда в конце работы двигателя;
(3) - 50oC - работа с частичным разрушением заряда в начале работы двигателя.

(4) - полное разрушение двигателя
В вариантах (2) и (3) происходит снижение суммарного импульса тяги двигателя (площадь, ограниченная кривой ≪R-τ≫) и необеспечение заданных энергетических характеристик двигателя.

Задачей изобретения является обеспечение внутрибаллистических характеристик двигателя за счет высокого уровня механической надежности заряда. Задача решается за счет того, что в ракетном двигателе твердого топлива с вкладным зарядом всестороннего горения в виде цилиндрической шашки из баллиститного твердого топлива с центральным звездообразным каналом на всю длину, работающим в широком температурном диапазоне боевого применения от минус 50oC до плюс 60oC, при коэффициентах концентрации напряжений в вершинах лучей заряда 1,3 ... 2,2 твердое топливо при верхней температуре боевого применения двигателя имеет стандартный модуль упругости, задаваемый в диапазоне:
2,1Pmax+60 ≅ Eст+60 ≅ 3,3Pmax+60,
где Eст+60 - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60oC, МПа.

Pmax+60 - максимальное давление в двигателе при температуре 60oC, МПа.

Конструкция заявляемого двигателя показана на фиг. 3.

Предлагаемая конструкция состоит из корпуса 1, заряда твердого топлива 2, воспламенителя 3, опорной решетки 4, сопла 5.

Обработка большого объема экспериментального материала по испытаниям систем с двигателями, содержащими вкладные заряды всестороннего горения со звездообразным каналом из различных баллиститных твердых топлив для ракет и снарядов авиационных систем, активно-реактивных систем (АРС), ПТУРС и общеармейского вооружения, показала:
1. В области нижнего интервала боевого применения (минус 50oC ... минус 20oC) происходит частичное разрушение шашки топлива в районе торцев заряда (сколы) из-за динамических ударов об опорные решетки при срабатывании воспламенителя, осевых и поперечных перегрузок, которые максимальны в начальный период работы двигателя рассматриваемых классов снарядов и ракет.

Сколы возникают из-за высокой жесткости топлива при низких температурах. Жесткость топлива характеризуется стандартным модулем упругости топлива

где σ - эксплуатационное напряжение в шашке, МПа;
εст - деформация топлива при стандартной скорости нагружения, %.

Частичное разрушение шашки топлива и вылет топлива через сопло приводит к снижению суммарного импульса тяги двигателя.

2. В области высоких положительных температур боевого применения (+40 .. . +60oC) частичное разрушение происходит из-за минимальной прочности топлива (минимальной жесткости, так как стандартный модуль упругости топлива связан прямой корреляционной зависимостью с прочностью топлива) и концентрации эксплуатационных напряжений в вершинах лучей звездообразного профиля. Коэффициент концентрации напряжений в вершинах лучей звездообразного профиля определяется как отношение эквивалентного эксплуатационного напряжения (σэкв) в вершине луча к номинальному напряжению (σном) в заряде с круглым каналом, радиусом, равным радиусу вершины лучей (см. И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников "Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива", Машиностроение, М. 1987 г., стр. 199).

Схема расчета коэффициента концентрации напряжений представлена на фиг. 4.

Для исследуемых в данном техническом решении конструкций зарядов коэффициент концентрации находится в диапазоне 1,3 ... 2,2. Установленный экспериментально диапазон жесткостей твердого топлива, обеспечивающий внутрибаллистические характеристики двигателя за счет высокого уровня механической надежности заряда, составляет:
2,1Pmax+60 ≅ Eст+60 ≅ 3,3Pmax+60,
где Eст+60 - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60oC, МПа.

Pmax+60 - максимальное давление в двигателе при температуре 60oC, МПа.

Ограничение по минимально допустимой величине стандартного модуля обеспечивает требуемую работоспособность двигателя в зоне высоких температур из-за отсутствия частичного разрушения шашки топлива в конце работы двигателя. Ограничение по верхнему пределу стандартного модуля обеспечивает неразрушение шашки топлива в начальный момент работы двигателя в области отрицательных температур.

Перерасчет стандартного модуля при различных температурах производится по общепринятой формуле:
Eстт = Ест+20 • [1 - K(T-20)],
где Eст+20 - стандартный модуль упругости топлива, определенный при 20oC;
K - эмпирический коэффициент;
Т - температура боевого применения, oC.

Графически установленный диапазон ограничения стандартного модуля упругости иллюстрируется на фиг. 5 графиком изменения параметра - точечной оценки вероятности выполнения внутрибаллистических характеристик двигателя, которая должна быть не ниже 0,993 (правило трех сигм для нормального закона распределения).

Установленные соотношения стандартного модуля введены в техническую документацию на заряды из баллиститных твердых топлив, что позволило обеспечить требуемую надежность двигателей.

Похожие патенты RU2168648C1

название год авторы номер документа
БРОНИРУЮЩИЙ СОСТАВ ДЛЯ ТЕРМОПЛАСТИЧНОГО ПОКРЫТИЯ ВКЛАДНОГО ЗАРЯДА БАЛЛИСТИТНОГО ТВЁРДОГО ТОПЛИВА 2002
  • Талалаев А.П.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Федченко Н.Н.
  • Красильников Ф.С.
  • Молчанов В.Ф.
  • Романович А.П.
  • Аликин В.Н.
  • Летов Б.П.
  • Козьяков А.В.
  • Семёнов В.В.
RU2217458C1
ЗАЩИТНО-АДГЕЗИОННЫЙ ПОДСЛОЙ ДЛЯ БРОНИРОВАНИЯ ЗАРЯДОВ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА 2001
  • Степанов Е.С.
  • Летов Б.П.
  • Малиновский М.И.
  • Серова Л.П.
  • Винокуров Ю.А.
  • Красильников Ф.С.
  • Талалаев А.П.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Куценко Г.В.
RU2217460C2
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2001
  • Аликин В.Н.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Макаров Л.Б.
  • Семенов В.В.
  • Федченко Н.Н.
RU2195569C1
ЗАРЯД ТВЁРДОГО ТОПЛИВА 2001
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Молчанов В.Ф.
  • Аликин В.Н.
  • Прибыльский Р.Е.
RU2208695C2
ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2001
  • Аликин В.Н.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Федченко Н.Н.
  • Ковтун В.Е.
  • Семенов В.В.
RU2195568C2
СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ЗАРЯДОВ ДЛЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2002
  • Журавлева Л.А.
  • Козьяков А.В.
  • Ибрагимов Н.Г.
  • Молчанов В.Ф.
  • Охрименко Э.Ф.
  • Колесников В.И.
  • Божья-Воля Н.С.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Макаров Л.Б.
RU2220934C2
ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1999
  • Талалаев А.П.
  • Колесников В.И.
  • Молчанов В.Ф.
  • Козьяков А.В.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Федченко Н.Н.
  • Аликин В.Н.
RU2178092C2
ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ 2002
  • Талалаев А.П.
  • Молчанов В.Ф.
  • Козьяков А.В.
  • Забиякин С.В.
  • Федоров С.Т.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Аликин В.Н.
  • Федченко Н.Н.
RU2211352C1
ЗАЩИТНО-АДГЕЗИОННЫЙ ПОДСЛОЙ ДЛЯ БРОНИРОВАНИЯ ВКЛАДНЫХ ЗАРЯДОВ ИЗ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2005
  • Васильева Ирина Анатольевна
  • Красильников Фёдор Сергеевич
  • Летов Борис Павлович
  • Серова Людмила Петровна
  • Молчанов Владимир Фёдорович
  • Пупин Николай Афанасьевич
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Охрименко Эдуард Фёдорович
  • Талалаев Анатолий Петрович
  • Божья-Воля Николай Сергеевич
  • Лопатина Галина Евгеньевна
  • Макаров Леонид Борисович
  • Федченко Николай Николаевич
  • Кустов Василий Геннадьевич
RU2280054C1
БРОНИРОВАННЫЙ ВКЛАДНОЙ ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА 2009
  • Калашников Владимир Иванович
  • Ключников Александр Николаевич
  • Кононов Борис Владимирович
  • Милёхин Юрий Михайлович
  • Самойленко Александр Федорович
RU2395480C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 168 648 C1

Реферат патента 2001 года РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ БАЛЛИСТИТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

В ракетном двигателе с вкладными зарядами всестороннего горения в виде цилиндрической шашки с центральным звездообразным каналом на всю длину, работающем в широком температурном диапазоне боевого применения от минус 50°С до плюс 60°С, при коэффициентах концентрации напряжений в вершинах лучей заряда 1,3-2,2, твердое топливо при верхней температуре боевого применения двигателя имеет стандартный модуль упругости, задаваемый в диапазоне: 2,1Рmax+60 ≅ ЕСТ+60 ≅ 3,3 Pmax+60, где ЕСТ+60 - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60°С, МПа, Рmax+60 - максимальное давление в двигателе при температуре 60oС, МПа. Такое выполнение двигателя позволяет обеспечить внутрибаллистические характеристики двигателя за счет высокого уровня механической надежности заряда. 5 ил.

Формула изобретения RU 2 168 648 C1

Ракетный двигатель твердого топлива с вкладными зарядом всестороннего горения в виде цилиндрической шашки из баллиститного твердого топлива с центральным звездообразным каналом на всю длину, работающий в широком температурном диапазоне боевого применения от минус 50oC по плюс 60oC, отличающийся тем, что при коэффициентах концентрации напряжений в вершинах лучей заряда 1,3 - 2,2 твердое топливо при верхней температуре боевого применения двигателя имеет стандартный модуль упругости, задаваемый в диапазоне:
2,1Рmax+60 ≅ ECT+60 ≅ 3,3Pmax+60,
где ECT+60 - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60oC, МПа.

Рmax+60 - максимальное давление в двигателе при температуре 60oC, МПа.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2001 года RU2168648C1

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1998
  • Денежкин Г.А.
  • Семилет В.В.
  • Обозов Л.И.
  • Борисов О.Г.
  • Петуркин Д.М.
  • Макаровец Н.А.
  • Куценко Г.В.
  • Некрасов В.И.
  • Шеврикуко И.Д.
  • Амарантов Г.Н.
  • Смирнов В.Д.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Вронский Н.М.
  • Лисовский В.М.
  • Гринберг С.И.
  • Макаров Л.Б.
  • Филатов В.Г.
RU2125174C1
ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1999
  • Семилет В.В.
  • Обозов Л.И.
  • Петуркин Д.М.
  • Филатов В.Г.
  • Каширкин А.А.
  • Аляжединов В.Р.
  • Макаровец Н.А.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Федченко Н.Н.
  • Винокуров Ю.А.
  • Гринберг С.И.
  • Талалаев А.П.
  • Колесников В.И.
  • Амарантов Г.Н.
  • Колач П.К.
  • Денежкин Г.А.
  • Некрасов В.И.
RU2145673C1
Устройство для предпусковой смазки двигателя внутреннего сгорания 1950
  • Аронов И.Б.
SU89476A2
УСТРОЙСТВО для СОРТИРОВКИ ДЕТАЛЕЙ ТИПА БОЛТ-ШАЙБА 0
SU323247A1
US 4856276 A, 15.08.1989
Приспособление для развальцовки уплати и тельных колец 1940
  • Роенко К.П.
SU59142A1

RU 2 168 648 C1

Авторы

Аликин В.Н.

Кузьмицкий Г.Э.

Федченко Н.Н.

Винокуров Ю.А.

Семенов В.В.

Карпов А.А.

Даты

2001-06-10Публикация

2000-03-03Подача