РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Советский патент 2010 года по МПК F02K9/26 

Описание патента на изобретение SU1840811A1

В настоящее время при разработке малогабаритных снарядов, управляемых в условиях прямой оптической видимости, одной из актуальных задач является создание малодымных маршевых двигателей, позволяющих вести наблюдение за снарядом и целью.

При разработке одного из управляемых снарядов спроектирован и отработан малодымный маршевый двигатель, позволяющий использовать световой канал обратной связи управления на дальности до 4000 м.

Известные в отечественной практике маршевые РДТТ для управляемых снарядов аналогичного класса имеют в газовом шлейфе значительное количество твердого остатка - дыма, который приводит к существенному ослаблению энергии сигнала от источника излучения, проходящего от снаряда к аппаратуре наведения через дымовой шлейф, что снижает частость попадания снаряда в цель.

Пороховые заряды для маршевых РДТТ в таких случаях, как правило, используются в виде бронированных шашек горящих с торца.

Известно, что на дымообразование двигателя большое влияние оказывает бронировка, при выборе и отработке которой возникает много трудностей, на сегодняшний день пока непреодолимых.

Известно также, что малодымные рецептуры не имеют в своем составе стабилизаторов горения. Отсутствие этих добавок способствует аномальному или резонансному горению топлива, что наиболее сильно проявляется на канальных цилиндрических зарядах. Это обстоятельство делает топлива типа НДП непригодными для использования в РДТТ без каких-то особых мер конструктивного плана. Целью предполагаемого изобретения является существенное снижение задымленности газового шлейфа маршевого двигателя. Поставленная цель достигнута тем, что в двигателе пороховой заряд выполнен из малодымного медленногорящего топлива. Это позволило обеспечить заданные характеристики двигателя на канальном цилиндрическом небронированном варианте заряда и избежать задымленности газового шлейфа двигателя от твердых частиц бронировки.

Основная трудность при достижении поставленной цели заключалась в том, чтобы обеспечить устойчивое горение выбранного порохового заряда. Для этого, как подтвердили эксперименты, необходимо было создать надежное в течение не менее двух секунд обтекание всех поверхностей порохового заряда газами высокой температуры, порядка 3000÷3500°С, с обязательным присутствием в них в достаточном количестве твердых частиц, служащих очагами горения для порохового заряда, не имеющего в своем составе стабилизатора горения.

Столь высокой температурой с примесью металлизированных частиц обладают продукта сгорания некоторых пиротехнических и смесевых составов.

Принимая во внимание, что эти составы обладают большой удельной мощностью дымообразования и значительной эрозионной деятельностью, использование их в предлагаемом двигателе возможно только в самых минимальных количествах. Чтобы удовлетворить требованию по длительности импульса воспламенительного устройства и по надежному обтеканию продуктами сгорания его всех поверхностей порохового заряда, во-первых, использованы и пиротехническое топливо, как наиболее эффективное для зажжения выбранного порохового заряда, с обеспечением длительности импульса его не более 0,2 с и смесевое топливо, способное поддержать устойчивое горение заряда в течение двух секунд будучи примененным в небольшом количестве, во-вторых, часть воспламенителя с пиротехнической шашкой размещена соосно с каналом порохового заряда вблизи переднего торца его, обращенного к сопловому блоку, чтобы обеспечить выброс продуктов сгорания пиротехнической шашки вдоль заряда от сопел к дну камеры и вторичное обтекание заряда отраженными от дна газами на пути к соплам, а шашка из смесевого топлива помещена в канале порохового заряда у донного торца его, где для надежного перетока газов к наружной цилиндрической поверхности заряда в дне камеры выполнены специальные радиальные газы, суммарное проходное сечение которых превышает проходное сечение канала.

Таким образом, с целью создания устойчивого горения канального цилиндрического заряда из топлива, не имеющего в своем составе стабилизатора горения, создано двухступенчатое воспламенительное устройство, состоящее из пиротехнической шашки высокоэнергетического состава, вмонтированной в сопловом отсеке камеры вблизи переднего торца порохового заряда соосно с его канальным, и шашки из смесевого состава, размещенной в цилиндрической выемке донной части канала порохового заряда. При этом своды пиротехнической шашки, смесевой шашки и порохового заряда относятся как 1:5:7,5 при весовом соотношении 1:1:150.

Предлагаемый двигатель схематически изображен на чертеже, где показан продольный разрез его.

Двигатель состоит из камеры 1, соплового блока 2 и передней крышки 3, соединенных с помощью резьб и образующих камеру сгорания, где размещаются пороховой заряд 4, а также пиротехническая шашка 5 с инерционным механизмом 6 и смесевая шашка 7 воспламенительного устройства.

Для ограничения продольного перемещения порохового заряда в передней крышке установлена диафрагма 8 с набором прокладок 9. Радиальное перемещение порохового заряда в камере ограничивается планками 10. Под действием перегрузок жало инерционного механизма накаливает капсюль воспламенителя, от него форс пламени передается на пиротехническую шашку, продукты сгорания которой поступают в канал порохового заряда, воспламеняя его и смесевую шашку. В продуктах сгорания пиротехнической и смесевой шашек имеется достаточное количество высокотемпературных металлизированных частиц, которые способствуют воспламенению и, благодаря соответственно подобранным сводам, поддерживают устойчивое горение порохового заряда.

Пороховые газы, вытекая из сопел, создают маршевую тягу для поддержания скорости снаряда в заданных пределах. Стендовыми испытаниями по оценке продольного коэффициента пропускания К и удельной мощности дымообразования n подтверждено многократное улучшение этих показателей газового шлейфа предлагаемого двигателя по сравнению с двигателями аналогичного класса.

Обобщенные результаты летных испытаний снарядов с предлагаемым двигателем подтвердили обеспечение пропускания светового излучения с борта снаряда через газовый шлейф двигателя с 2÷5-кратным запасом минимальной освещенности к пороговому значению принимающей аппаратуры.

Похожие патенты SU1840811A1

название год авторы номер документа
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1985
  • Герасимов В.А.
  • Струков С.И.
  • Поздняков В.В.
  • Климов В.Б.
  • Круглов С.В.
  • Эрмант А.С.
  • Тимошкин Г.М.
  • Трапезников Н.И.
SU1840812A1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА УПРАВЛЯЕМОГО СНАРЯДА И ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ЗАРЯДА 1994
  • Глухарев Н.Н.
  • Андреев В.А.
  • Алешичев И.А.
  • Дронов Е.А.
  • Соколова М.Н.
RU2079689C1
Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда 2016
  • Архипов Владимир Афанасьевич
  • Коноваленко Алексей Иванович
  • Перфильева Ксения Григорьевна
  • Жуков Александр Степанович
  • Бондарчук Сергей Сергеевич
RU2620613C1
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА УПРАВЛЯЕМОГО СНАРЯДА, ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ЗАРЯДА И СОПЛОВОЙ БЛОК РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2008
  • Дронов Евгений Анатольевич
  • Алешичев Иван Афанасьевич
  • Андреев Владимир Андреевич
  • Бессонов Анатолий Николаевич
  • Глазков Константин Михайлович
  • Омарбеков Борис Рамазанович
RU2351788C1
ДЫМОВАЯ ГРАНАТА 2007
  • Аманов Валерий Владиленович
  • Гринберг Эрнст Лазаревич
  • Косихин Анатолий Иванович
  • Павлов Сергей Александрович
  • Федоров Алексей Анатольевич
  • Чижевский Олег Тимофеевич
RU2354920C2
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2002
  • Шипунов А.Г.
  • Филимонов Г.Д.
  • Коликов В.А.
  • Коренной А.В.
  • Сурначев А.Ф.
  • Шатрова Э.А.
  • Амарантов Г.Н.
  • Колач П.К.
  • Колесников В.И.
  • Талалаев А.П.
RU2239081C2
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
СПОСОБ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ ЗАРЯДА ТВЕРДОГО ТОПЛИВА И РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2007
  • Андреев Владимир Андреевич
  • Замарахин Василий Анатольевич
  • Коликов Владимир Анатольевич
  • Палайчев Андрей Анатольевич
  • Шатрова Эмилия Алексеевна
  • Швыкин Юрий Сергеевич
RU2372512C2
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
ДЫМОВАЯ ГРАНАТА 2004
  • Редько Юрий Дмитриевич
  • Бидеев Геннадий Александрович
  • Имбро Георгий Александрович
  • Вареных Николай Михайлович
  • Сидоров Алексей Иванович
  • Ланцов Александр Васильевич
RU2284006C2

Реферат патента 2010 года РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на малодымном твердом топливе и предназначенных для малогабаритных снарядов, управляемых в условиях прямой оптической видимости. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком, пороховую канальную шашку малодымного состава, пиротехнический воспламенитель, расположенный со стороны соплового блока, соосно с каналом шашки и шашку смесевого твердого топлива. Шашка смесевого твердого топлива размещена в расширяющейся части канала у днища двигателя. Изобретение позволяет обеспечить устойчивое горение пороховой канальной шашки. 1 ил.

Формула изобретения SU 1 840 811 A1

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком, пороховую канальную шашку малодымного состава, и пиротехнический воспламенитель, расположенный со стороны соплового блока, соосно с каналом шашки, отличающийся тем, что, с целью обеспечения устойчивого горения пороховой канальной шашки, в нем, в расширяющейся части канала, у днища двигателя размещена шашка смесевого твердого топлива.

SU 1 840 811 A1

Авторы

Поздняков В.В.

Подпорина В.А.

Герасимов В.А.

Баранов В.П.

Капитула Р.И.

Струков С.И.

Сухарев И.Е.

Баскаков О.Н.

Максимов И.С.

Морозов В.А.

Даты

2010-12-27Публикация

1973-12-04Подача