Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) Российский патент 2023 года по МПК F02K9/28 

Описание патента на изобретение RU2789097C1

Изобретение относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло.

Существует проблема выбора величины тяги двухкамерных ракетных двигателей в начале маршевого режима работы (после участка с нулевой тягой). На участке движения с нулевой тягой летательный аппарат (ЛА) может совершать маневры по высоте и курсу, в зависимости от условий, связанных с целью, что повышает его аэродинамическое сопротивление и тем самым, снижает скорость. В таком случае ЛА понадобится увеличенная тяга в начале маршевого режима работы двигателя, чтобы он быстро набрал необходимую скорость и высоту, так как недостаток скорости может сделать его уязвимым к средствам ПВО и увеличить время полета к цели. Также могут быть случаи, когда увеличенная тяга в начале маршевого режима не нужна, например, когда ЛА летит без маневров. Поэтому проблема выбора тяги в начале маршевого режима работы двигателя ЛА с двухкамерным двигателем - актуальна.

Известен двухрежимный двигатель твердого топлива, состоящий из корпуса, последовательно установленных в нем разделенных днищем зарядов первого и второго режимов, описанных в патенте RU 2272927, F02K 9/28, 2006 г. В данном техническом решении днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны. В центральной части эластичной мембраны с помощью программно-разрушаемого соединения закреплен размещенный в канале второго режима эластичный рукав. Противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего днища двигателя.

Также известен двухимпульсный ракетный двигатель на твердом топливе, реализованный в компании Bayern-Chemie/Protac, описанный в статье Double-pulse solid rocket technology at Bayern-Chemie/Protac - 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhubit 9-12 July 2006, Sacramento, California, AIAA Paper 2006 - 4761. Данный двигатель состоит из трубчатой (неподвижной) и стержневой (подвижной) частей заряда маршевого твердого топлива, заряда стартового топлива, телескопического механизма, перегородки из теплозащитного материала, воспламенительного устройства, корпуса. Данный двигатель имеет две камеры сгорания, в первой находится заряд стартового топлива, во второй -маршевого. Камеры разделены перегородкой из теплозащитного материала, вплотную прилегающей к заряду второй камеры. В процессе работы первой камеры перегородка отделяет первую камеру от второй, предотвращая запал маршевого заряда. После выгорания стартового заряда возможно движение ракеты без тяги. При поступлении команды на активацию второй камеры сгорания, телескопический механизм выталкивает неподвижную часть маршевого заряда, после чего производится инициирование воспламенительного устройства. Подвижная часть маршевого заряда имеет коническую форму для того, чтобы на маршевом режиме работы была постоянная тяга. Данное техническое решение взято за прототип.

Анализ конструкции прототипа выявил его особенность: нет возможности задавать начальную тягу маршевого режима работы двигателя после участка с нулевой тягой в зависимости от высот пуска ЛА и цели, расстояния до цели и маневров ЛА.

Целью предлагаемого изобретения является реализация возможности задавать начальную тягу маршевого режима работы двухкамерного РДТТ, а также повышение надежности воспламенения маршевого заряда топлива.

Поставленная цель достигается тем, что двухкамерный РДТТ состоит из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу, инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива может происходить посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами:

- на фиг.1 - схема двухкамерного РДТТ в закрытом состоянии;

- на фиг.2 - схема двухкамерного РДТТ с выдвинутым промежуточным днищем;

Заявляемый РДТТ состоит (фиг.1) из переднего (1), промежуточного (2) и заднего (3) днищ с теплозащитным покрытием, сопла (4), выдвигающего механизма (поршня) (5), ряда штифтов (6) и упоров (7), маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной (8) и неподвижной (9) частей с бронировками, стартового заряда топлива (на фигурах не указан), корпуса (10), штока (11), воспламенительного устройства (ВУ) (12), крышки с теплозащитным покрытием (ТЗП) (13), передней торцевой крышки (14), системы такелажных блоков (15), тросов (16), края рукава (17).

Двухкамерный РДТТ работает следующим образом: начинается работа двигателя с работы стартового заряда топлива. После выгорания стартового заряда топлива идет режим «нулевой тяги». В данный промежуток времени крышка с ТЗП (13) герметично закрывает маршевый заряд топлива от воздействия продуктов сгорания стартового заряда, прижимаясь внахлест к промежуточному днищу (2). В момент, определяемый системой управления, после режима «нулевой тяги», (фиг.2) выдвигается подвижная часть маршевого заряда топлива (8) посредством усилия со стороны выдвигающего механизма (5). Расстоянием, на которое выдвигается подвижная часть заряда маршевого топлива (8), определяется начальная площадь горения маршевого заряда топлива.

В качестве выдвигающего механизма можно использовать, например, поршень. Ограничение расстояния выдвижения поршня на заданную величину осуществляется с помощью выдвижения в его внутреннее пространство определенного штифта (6). После выдвижения поршень стопорится соответствующим упором (7). Таким образом, происходит дискретное определение степени выдвижения подвижной части заряда маршевого топлива (8).

Инициирование ВУ (12) может происходить посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища (2) и крышки с ТЗП (13) или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива (8).

В неподвижной части маршевого заряда топлива (9) имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива (8), плотно соединенная со штоком (11), через который передается усилие от выдвигающего механизма (5), с крышкой (13) задним торцом и с передней торцевой крышкой (14) передним торцом. Цилиндрическая поверхность подвижной части заряда маршевого топлива (8) покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав, имеющим со стороны заднего торца край (17), загнутый на угол 180 градусов, к которому прикреплены тросы (16), протянутые к передней торцевой крышке (14) через систему такелажных блоков (15), прикрепленных к переднему днищу (1). При выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива (8), через тросы (16) передается усилие на край рукава (17) по направлению к переднему днищу (1), за счет чего рукав заворачивается на определенное расстояние, отслаиваясь от цилиндрической поверхности подвижной части заряда маршевого топлива (8), тем самым увеличивая начальную площадь ее горения. Зазор между подвижной (8) и неподвижной (9) частями заряда маршевого топлива обеспечивает свободное перемещение в нем края рукава (17).

Достоинства данного двухкамерного РДТТ:

- возможность задания тяги в начале маршевого режима работы;

- высокая степень заполнения камеры сгорания топливом. Предлагаемое техническое решение позволяет задавать начальную тягу

маршевого режима работы двухкамерного РДТТ после участка с нулевой тягой, в зависимости от высот пуска летательного аппарата и цели, расстояния до цели и маневров ЛА. Также оно повышает надежность воспламенения маршевого заряда топлива.

Похожие патенты RU2789097C1

название год авторы номер документа
Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе 2022
  • Витязев Алексей Витальевич
  • Кабанов Дмитрий Евгеньевич
  • Логинов Андрей Николаевич
  • Наумченко Илья Константинович
  • Сорокин Владимир Алексеевич
RU2783054C1
ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА 2003
  • Колесников В.И.
  • Молчанов В.Ф.
  • Пупин Н.А.
  • Козьяков А.В.
  • Красильников Ф.С.
  • Летов Б.П.
  • Федченко Н.Н.
  • Макаров Л.Б.
  • Божья-Воля Н.С.
RU2259495C2
Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива 2017
  • Белобрагин Борис Андреевич
  • Аляжединов Вадим Рашитович
  • Борисов Олег Григорьевич
  • Захаров Олег Львович
  • Попов Сергей Викторович
  • Павлов Евгений Константинович
  • Каширкин Александр Александрович
  • Ерохин Владимир Евгеньевич
  • Базарный Алексей Николаевич
  • Евланов Андрей Александрович
RU2687500C1
ДВУХРЕЖИМНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА 2010
  • Куценко Геннадий Васильевич
  • Амарантов Георгий Николаевич
  • Шамраев Виктор Яковлевич
  • Гусева Галина Николаевна
  • Никитин Вячеслав Валерьевич
  • Самохин Владимир Степанович
  • Сорокин Владимир Алексеевич
  • Граменицкий Михаил Дмитриевич
  • Волков Олег Куприянович
  • Францкевич Владимир Платонович
  • Шувалов Вячеслав Васильевич
  • Семенов Андрей Владимирович
RU2445492C1
МНОГОРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2019
  • Гайдаров Дмитрий Дмитриевич
  • Граменицкий Михаил Дмитриевич
  • Зыбин Павел Игоревич
  • Рыбаулин Сергей Николаевич
  • Салин Сергей Владимирович
  • Сорокин Владимир Алексеевич
RU2715453C1
МНОГОРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2019
  • Сорокин Владимир Алексеевич
  • Граменицкий Михаил Дмитриевич
  • Рыбаулин Сергей Николаевич
  • Салин Сергей Владимирович
  • Зыбин Павел Игоревич
  • Гайдаров Дмитрий Дмитриевич
RU2715450C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА (ВАРИАНТЫ) 2009
  • Молчанов Владимир Федорович
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Андреев Владимир Андреевич
  • Швыкин Юрий Сергеевич
  • Армишева Наталья Александровна
  • Кислицын Алексей Анатольевич
  • Нешев Сергей Сергеевич
  • Амарантов Георгий Николаевич
  • Власов Сергей Яковлевич
RU2412369C1
ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАЗГОННО-МАРШЕВОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ 2005
  • Молчанов Владимир Федорович
  • Пупин Николай Афанасьевич
  • Колесников Виталий Иванович
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Ибрагимов Наиль Гумерович
RU2282741C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2003
  • Губертов А.М.
  • Давыденко Н.А.
  • Миронов В.В.
  • Куранов М.Л.
  • Голлендер Р.Г.
  • Трусов Ю.Д.
RU2225524C1
СПОСОБ БРОНИРОВАНИЯ КАНАЛА ЗАРЯДА ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА 2006
  • Куценко Геннадий Васильевич
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Никитин Василий Тихонович
  • Молчанов Владимир Федорович
  • Прибыльский Ростислав Евгеньевич
  • Летов Борис Павлович
  • Васильева Ирина Анатольевна
  • Красильников Федор Сергеевич
  • Кислицын Алексей Анатольевич
  • Пичкалев Жозеф Андреевич
RU2337088C2

Иллюстрации к изобретению RU 2 789 097 C1

Реферат патента 2023 года Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу. Инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива происходит посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива. Изобретение обеспечивает тактическую гибкость применения летательного аппарата с ракетным двигателем на твердом топливе на большом диапазоне высот, расстояний до цели и маневров. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Формула изобретения RU 2 789 097 C1

1. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, отличающийся тем, что в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива происходит посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями.

3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что инициирование воспламенительного устройства происходит посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2023 года RU2789097C1

ДВУХРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2004
  • Соколовский Михаил Иванович
  • Зыков Геннадий Александрович
  • Иоффе Ефим Исаакович
  • Бондаренко Сергей Александрович
  • Сиротин Александр Васильевич
  • Дубовцев Валерий Георгиевич
  • Спицин Борис Григорьевич
  • Щетинин Валерий Николаевич
  • Балабанов Геннадий Константинович
  • Габов Александр Васильевич
  • Иванов Василий Егорович
RU2272927C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА (ВАРИАНТЫ) 2009
  • Губертов Арнольд Михайлович
  • Миронов Вадим Всеволодович
  • Давыденко Николай Андреевич
  • Борисов Дмитрий Марианович
  • Куранов Михаил Леонидович
  • Ульянова Марина Викторовна
  • Дегтярев Сергей Антонович
RU2429368C1
0
SU161009A1
Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива 2017
  • Белобрагин Борис Андреевич
  • Аляжединов Вадим Рашитович
  • Борисов Олег Григорьевич
  • Захаров Олег Львович
  • Попов Сергей Викторович
  • Павлов Евгений Константинович
  • Каширкин Александр Александрович
  • Ерохин Владимир Евгеньевич
  • Базарный Алексей Николаевич
  • Евланов Андрей Александрович
RU2687500C1
US 3091924 A1, 04.06.1963.

RU 2 789 097 C1

Авторы

Беляков Андрей Юрьевич

Логинов Андрей Николаевич

Сорокин Владимир Алексеевич

Даты

2023-01-30Публикация

2022-06-02Подача