РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2002 года по МПК F02K9/36 

Описание патента на изобретение RU2195569C1

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции двигателя с зарядом твердого ракетного топлива, выполненного в виде вкладной пороховой шашки, бронированной по наружной поверхности, и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей.

Конструкции двигателей с вкладными зарядами твердых ракетных топлив широко используются в ракетной технике, а эксплуатация их в широком температурном диапазоне -60oС-+60oС накладывает жесткие требования к физико-механическим свойствам топлива и способу крепления шашки в корпусе двигателя.

Известна, например, схема РДТТ со свободно вложенным бронированным зарядом по книге Я.М. Шапиро, Г.Ю. Мазинга, Н.Е. Прудникова. Основы проектирования ракет на твердом топливе. - М.: Военное издательство М.О., 1968 г., стр. 38, рис 1.35, в котором топливная шашка в осевом направлении фиксируется держателями (диафрагмами) из жесткого материала (пластика, жаростойких марок стали и т.п.) со стороны переднего днища и в предсопловом объеме, а в радиальном направлении центруется вкладышами так же из жесткого материала, уложенными между зарядом и внутренней поверхностью корпуса.

Известен ракетный двигатель твердого топлива по заявке RU 97115034, МПК F 02 K 9/36 , от 27.07.99 , содержащий корпус, заряд твердого топлива, воспламенительное устройство, электровоспламенитель, головную и предсопловую диафрагмы, фиксатор и сопловой блок.

Недостатками конструкций указанных двигателей являются:
1. Ограничение температурного диапазона эксплуатации и боевого применения двигателя из-за применения в элементах крепления заряда жестких материалов, что может привести к появлению трещин в зарядах и к сколам топлива в местах его контакта с элементами крепления;
2. Наличие держателей (диафрагм) в предсопловом объеме приводит к турбулизации газового потока продуктов сгорания, увеличению перепада давления и, как следствие, к потерям удельного импульса тяги;
3. Свободное истечение продуктов сгорания от переднего торца заряда к сопловому днищу в кольцевом зазоре между зарядом и внутренней поверхностью теплоизоляции приводит к уносу частиц бронепокрытия и теплозащитного покрытия (ТЗП) корпуса, что с целью исключения прогара корпуса двигателя приводит к необходимости увеличения толщины бронепокрытия и ТЗП, т.е. к уменьшению коэффициента заполнения камеры сгорания и к снижению энергетических характеристик двигателя.

Известен также ракетный двигатель твердого топлива по патенту RU 2138670 , МПК F 02 K 9/08 "Ракетный двигатель твердого топлива" (см. фиг.1), в котором бронированный по наружной поверхности заряд (поз.7) вложен в камеру сгорания с кольцевым зазором (поз.8), а установленное со стороны переднего торца уплотнение (кольцо) (поз.2), вложенное в канавку (поз. 1), образует "застойную зону", газодинамически сообщающуюся с камерой сгорания. С целью исключения прогаров и уноса бронепокрытия и ТЗП площадь поперечного сечения кольцевого зазора на входе в "застойную зону" (Fвx) определяется из соотношения Fвх>Fкр, где Fкp - площадь критического сечения двигателя. Данная конструкция двигателя по технической сущности наиболее близка к предлагаемому изобретению.

Недостатком данной конструкции двигателя является консольное крепление заряда в камере сгорания за счет кольцевого уплотнения (кольца) со стороны переднего торца, что может привести к перемещению заряда в камере сгорания и его разрушению при воздействии осевых и радиальных перегрузок.

Задачей изобретения является создание конструкции двигателя, в котором наряду с простотой конструктивного оформления (отсутствие держателей и диафрагм) обеспечивается повышенная эксплуатационная надежность заряда в широком температурном диапазоне -60oС-+60oС при действии осевых и радиальных нагрузок.

Задача решается за счет того, что в известном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, в стенке которой со стороны переднего торца имеется канавка с вложенным в нее уплотнением, и бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, теплозащитное покрытие стенки камеры сгорания дополнительно со стороны соплового торца имеет канавку с вложенным в нее кольцом из упругодеформируемого материала (например, резины), а вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45o к оси заряда поверх термопластичной бронировки заряд имеет наклеенный жгут из упругодеформируемого материала, причем диаметр поперечного сечения упругодеформируемых колец составляет 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [dк=(0,06-0,08)•в], диаметр жгута составляет (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [dж=(0,66-0,75)dк], а модуль упругости (Ер) материала колец и жгута сопоставим с модулем упругости (Ет) топлива (Ер≈Ет).

На фиг. 2 изображен заявляемый РДТТ, состоящий из камеры сгорания 6. Стенки камеры сгорания имеют теплозащитное покрытие (ТЗП) 5. В теплозащитном покрытии со стороны переднего и соплового торцов имеются канавки 1 и 1' с вложенными в них упругодеформируемыми кольцами 2 и 2', что образует "застойную зону" между наружной поверхностью заряда и внутренней поверхностью ТЗП. Ракетный двигатель также содержит вкладной заряд твердого топлива 7 с термопластичным покрытием 4, который установлен с кольцевым зазором 8 в камеру сгорания 6. Вдоль всей длины заряда 7 по винтовой линии под углом 45o к оси заряда поверх термопластичной бронировки 4 заряд имеет жгут 3 из упругодеформируемого материала.

Функционирование предложенного двигателя происходит следующим образом:
- при воздействии на заряд тепловых нагрузок на нижнем пределе эксплуатации -60oС в заряде возникают сжимающие напряжения и деформации, однако за счет правильно выбранного диаметра сечения упругодеформируемых колец и жгута dк= (0,06-0,08)•в; dж=(0,66-0,75)dк, плотной посадки их на заряде и в канавках внутренней поверхности ТЗП корпуса не происходит осевого и радиального перемещения заряда в камере сгорания двигателя;
- при воздействии на заряд тепловых нагрузок на верхнем пределе эксплуатации 60oС в заряде возникают растягивающие напряжения и деформации, а эксплуатационная надежность двигателя обеспечивается минимально допустимой величиной стандартного модуля упругости топлива и материалов упругодеформируемых колец и жгута. Кроме того, наличие жгута вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45o к оси заряда исключает его деформацию при действии тепловых и эксплуатационных перегрузок. Применение материала колец и жгута с модулем упругости (Ер), равным модулю упругости (Ет) топлива, позволит обеспечить равномерную деформацию топлива и материала колец и жгута и повысить надежность двигателя;
- образование "застойной зоны" в кольцевом зазоре между наружной поверхностью заряда и внутренней поверхностью ТЗП камеры сгорания, в свою очередь, позволит снизить толщину ТЗП камеры сгорания двигателя и бронировки заряда за счет отсутствия эррозионного уноса частиц ТЗП и бронировки и тем самым позволит улучшить энергетические характеристики двигателя;
- отсутствие держателей и диафрагм упрощает конструкцию двигателя, снижает возможность возникновения турбулентного газового потока в предсопловом объеме, что так же повышает энергетические характеристики двигателя.

Таким образом, использование в конструкции ракетного двигателя твердого топлива упругодеформируемых колец на обоих торцах с диаметром поперечного сечения 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [dк=(0,06-0,08)•в] и жгута вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45o к оси заряда с диаметром (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [dж=(0,66-0,75)dк] с модулем упругости (Ер) материала колец и жгута, сопоставимым с модулем упругости (Ет) топлива (Ер≈Ет), позволит:
1. повысить эксплуатационную надежность двигателя при действии как осевых, так и радиальных тепловых нагрузок при эксплуатации его в широком температурном диапазоне -60oС-+60oС;
2. упростить конструктивное оформление двигателя за счет отсутствия держателей и диафрагм;
3. повысить энергетические характеристики двигателя путем увеличения массы топлива заряда за счет уменьшения толщины бронепокрытия и ТЗП в месте образования "застойной зоны" между внутренней поверхностью камеры сгорания двигателя и наружной поверхностью заряда;
4. повысить удельный импульс тяги двигателя за счет сокращения турбулентности газового потока вдоль соплового тракта и уменьшения перепада давления внутри двигателя из-за отсутствия в предсопловом объеме элементов крепления заряда (держателей, диаграмм).

Возможность достижения нужного положительного эффекта подтверждена экспериментально при большом опыте отработки и изготовления вкладных зарядов твердого топлива.

Похожие патенты RU2195569C1

название год авторы номер документа
ЗАРЯД ТВЁРДОГО ТОПЛИВА 2001
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Молчанов В.Ф.
  • Аликин В.Н.
  • Прибыльский Р.Е.
RU2208695C2
МОДЕЛЬНЫЙ ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДЫМООБРАЗОВАНИЯ БРОНЕМАТЕРИАЛОВ 2001
  • Талалаев А.П.
  • Козьяков А.В.
  • Молчанов В.Ф.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Аликин В.Н.
  • Федченко Н.Н.
RU2181441C1
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
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2005
  • Большаков Анатолий Николаевич
  • Корнеичев Вячеслав Владимирович
  • Крейер Константин Вячеславович
  • Швыкин Юрий Сергеевич
RU2290524C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СМЕСЕВОГО ТВЁРДОГО ТОПЛИВА 2002
  • Аликин В.Н.
  • Кузьмицкий Г.Э.
  • Федченко Н.Н.
  • Семёнов В.В.
  • Иванов В.Е.
  • Габов А.В.
RU2211351C1
ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ 2002
  • Никитин В.Т.
  • Медведев Е.А.
  • Жирков А.И.
  • Шаповалова Н.А.
  • Колесников В.И.
  • Федченко Н.Н.
RU2211353C1
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ЗАРЯД ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1999
  • Талалаев А.П.
  • Молчанов В.Ф.
  • Козьяков А.В.
  • Пупин Н.А.
  • Степанов Е.С.
  • Красильников Ф.С.
  • Федченко Н.Н.
RU2164616C1
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
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
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

Иллюстрации к изобретению RU 2 195 569 C1

Реферат патента 2002 года РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, в стенке которой со стороны переднего торца имеется канавка с вложенным в нее уплотнением, и бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания. Теплозащитное покрытие стенки камеры сгорания дополнительно со стороны соплового торца имеет канавку с вложенным в нее кольцом из упругодеформируемого материала (например, резины). Вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом к оси заряда поверх термопластичной бронировки заряд имеет наклеенный жгут из упругодеформируемого материала. Изобретение позволяет создать простой по конструкции заряд, обеспечивающий повышенную эксплуатационную надежность заряда в широком температурном диапазоне при действии осевых и радиальных нагрузок. 2 ил.

Формула изобретения RU 2 195 569 C1

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания, в стенке которой со стороны переднего торца имеется канавка с вложенным в нее уплотнением, и бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, отличающийся тем, что теплозащитное покрытие стенки камеры сгорания дополнительно со стороны соплового торца имеет канавку с вложенным в нее кольцом из упругодеформируемого материала (например, резины), а вдоль всей длины заряда по винтовой линии под углом 45o к оси заряда поверх термопластичной бронировки заряд имеет наклеенный жгут из упругодеформируемого материала, причем диаметр поперечного сечения упругодеформируемых колец составляет 0,06-0,08 наружного диаметра заряда [dк= (0,06-0,08)•в] , диаметр жгута составляет (0,66-0,75) диаметра поперечного сечения кольца [dж= (0,66-0,75)dк] , а модуль упругости (Ер) материала колец и жгута сопоставим с модулем упругости (Ет) топлива (Ер≈Ет).

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2002 года RU2195569C1

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1997
  • Андреев В.А.
  • Глухарев Н.Н.
  • Корнеичев В.В.
  • Палайчев А.А.
RU2138670C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1997
  • Барышников Б.П.
  • Вербовенко А.А.
  • Даровский В.А.
  • Денежкин Г.А.
  • Евтухов Е.И.
  • Жуков В.И.
  • Каширкин А.А.
  • Макаровец Н.А.
  • Савченко В.И.
RU2133864C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1994
  • Бабичев В.И.
  • Миронов Ю.И.
  • Беркович В.С.
  • Шигин А.В.
RU2076937C1
СПОСОБ КОНЦЕНТРАЦИИ СОЛНЕЧНОЙ ЭНЕРГИИ 2009
  • Рылов Юлий Меркурьевич
RU2442082C2
US 3243956 А, 05.04.1966
ВИНИЦКИЙ А.М
и др., Конструкция и отработка РДТТ
- М.: Машиностроение, 1980, с
Выбрасывающий ячеистый аппарат для рядовых сеялок 1922
  • Лапинский(-Ая Б.
  • Лапинский(-Ая Ю.
SU21A1
Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов 1917
  • Гордон И.Д.
SU2A1
US 4805402 А, 21.02.1989
US 3407595 А, 29.10.1968.

RU 2 195 569 C1

Авторы

Аликин В.Н.

Кузьмицкий Г.Э.

Макаров Л.Б.

Семенов В.В.

Федченко Н.Н.

Даты

2002-12-27Публикация

2001-04-17Подача