Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива

Авторы патента:

Жиров Серафим Васильевич (RU)

Дубовцев Валерий Георгиевич (RU)

Иванов Василий Егорович (RU)

Амарантов Георгий Николаевич (RU)

Спицын Борис Григорьевич (RU)

Карсаков Александр Сергеевич (RU)

Бурнышева Анастасия Викторовна (RU)

Балабанов Геннадий Константинович (RU)

Щетинин Валерий Николаевич (RU)

Габов Александр Васильевич (RU)

F02K9/28 - имеющие два и более топливных заряда с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло

Владельцы патента RU 2362036:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, переднюю крышку, узлы инициирования, сопло. Заряды первого и второго режимов разделены промежуточным эластичным днищем, состоящим из эластичной мембраны и рукава, расположенного в канале заряда второго режима. Эластичная мембрана и рукав скреплены между собой с помощью программировано разрушаемого соединения. Противоположные концы рукава и мембраны закреплены на передней крышке и корпусе соответственно. Полость, образованная поверхностью заряда второго режима и наружной частью промежуточного днища, соединена с ресивером, расположенным в передней крышке, а в корпусе узла инициирования заряда второго режима установлен обратный клапан, перекрывающий расходные отверстия и защищающий воспламенительный состав от высокотемпературного сжатого воздуха во время работы заряда первого режима. Изобретение позволяет повысить надежность работы заряда второго режима и ракетного двигателя за счет исключения возможности несанкционированного воспламенения заряда второго режима. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель.

Известны конструкции ракетных двигателей твердого топлива, в которых для разделения зарядов первого и второго режимов используется разделительное днище патенты РФ NN 2131053 от 05/08/96, МПК F02К 9/12, 2197707 от 26.11.01, МПК F42В 15/00.

Недостатком аналога по пат. 2131053 является фиксированное время между окончанием работы заряда первого режима и началом работы заряда второго режима. Увеличение этого временного интервала может быть достигнуто за счет увеличения толщины промежуточного днища, что увеличивает пассивный вес двигателя.

Недостатком аналога по пат. 2197707 является большой пассивный вес двигателя за счет массивного промежуточного днища с заглушками.

Известна также конструкция ракетного двигателя патент РФ 2272927, МПК F02К 9/28 - взятый авторами за прототип, в которой днище между зарядами первого и второго режимов выполнено в виде эластичной мембраны, скрепленной с помощью программировано разрушаемого соединения с эластичным рукавом, размещенным в канале заряда второго режима. С другой стороны рукав закреплен со стороны передней крышки двигателя. Недостатком прототипа является возможность несанкционированного воспламенения заряда второго режима во время работы заряда первого режима.

Согласно законам термодинамики воздух, находящийся в полости, образованной поверхностью заряда второго режима и наружной поверхностью промежуточного днища, из-за резкого подъема давления, вызванного началом работы заряда первого режима, сжимается, в результате чего резко увеличивается его температура. Энергия, запасенная воздухом в процессе его сжатия (при начале работы заряда первого режима), передается в процессе работы заряда первого режима поверхности заряда второго режима и рукава. При этом воздух в полости может располагаться не равномерно по всей полости, а собираться в одном месте. Таким образом, энергия сжатого воздуха может передаваться не по всей поверхности топлива, а и по какой-то ограниченной его части, что в свою очередь повышает вероятность несанкционированного воспламенения заряда второго режима.

При адиабатическом сжатии во время выхода на режим заряда первого режима температура меняется по закону (1)

где Т₁ - начальная температура воздуха в полости заряда второго режима;

Т₂ - конечная температура воздуха в полости заряда второго режима;

P₁ - начальное давление воздуха в полости заряда второго режима;

P₂ - конечное давление воздуха в полости заряда второго режима;

K=1,4 - показатель адиабаты для воздуха.

При последующем охлаждении воздуха, находящегося в полости, во время работы заряда первого режима сжатый воздух может передать количество энергии Q₁ (2)

где с - теплоемкость воздуха при постоянном объеме;

ρ - плотность воздуха;

V - объем воздуха в полости;

δТ=T₂-T₁ - перепад температур.

Используя критерий Фурье (3) можно определить толщину прогретого слоя топлива.

где а - температуропроводность топлива;

t - время воздействия, равное времени работы заряда первого режима;

h - толщина прогретого слоя топлива.

Температуру в очаге, т.е. в прогретом слое топлива можно определить по зависимости (4), принимая во внимание, что только половина запасенной сжатым воздухом энергии передается поверхности топлива.

где Q₂=Q₁/2 - энергия, передаваемая топливу;

S - площадь топлива, контактирующая с воздухом;

ρ - плотность топлива;

h - толщина прогретого слоя топлива;

с - теплоемкость топлива.

Из литературы (Амосов А.П. Тепловая теория воспламенения, учеб. пособие, Куйбышев, 1982, 94 с.) известно, что воспламенение в очаге происходит, если выполнено условие (5).

где F_k - критерий Франк-Каменецкого.

F_к=(Q·ρ·k₀·E·h²)·exp(-E/(R·T₀))/(λ·R·T₀ ²), где

Q - тепловой эффект реакции термического разложения топлива;

k₀ - предэкспонента в уравнении скорости реакции термического разложения топлива;

λ - теплопроводность топлива;

R - универсальная газовая постоянная;

Т₀ -температура топлива в очаге;

Е - энергия активации в уравнении скорости реакции термического разложения топлива;

h - толщина прогретого слоя топлива.

Оценочные расчеты выполненные по зависимостям (1)-(5) показывают достаточно высокую вероятность несанкционированного воспламенения заряда второго режима во время работы заряда первого режима. Данное обстоятельство приводит к необходимости отвода энергии сжатого в полости заряда второго режима воздуха путем применения в конструкции двигателя специального воздухосборника - ресивера, позволяющего исключить контакт высокотемпературного воздуха с поверхностью топлива. Ресивер может располагаться в передней крышке. Расчет объема ресивера осуществляется по зависимости (6).

где V_P - объем ресивера;

V_П - объем полости, образованной поверхностью заряда второго режима и промежуточным днищем;

T₁ - начальная температура воздуха в полости;

Т₂ - температура начала термического разложения топлива;

к - показатель адиабаты воздуха;

f=1,3 - коэффициент безопасности.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение надежности работы заряда второго режима и ракетного двигателя.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима, при этом противоположные концы рукава и мембраны закреплены на передней крышке и корпусе, соответственно, а узел инициирования заряда второго режима через расходные отверстия соединен с полостью, образованной поверхностью заряда и наружной поверхностью промежуточного днища. В заряде второго режима полость, образованная поверхностью заряда и наружной поверхностью промежуточного днища, соединена с ресивером, расположенным в передней крышке двигателя, а в узле инициирования установлен обратный клапан, перекрывающий расходные отверстия.

Патентуемое изобретение конструкции двухрежимного ракетного двигателя твердого топлива представлено на фиг.1, фиг.2.

1 - корпус;

2 - заряд первого режима;

3 - заряд второго режима;

4 - переднее днище;

5 - сопло;

6 - узел инициирования заряда первого режима;

7 - узел инициирования заряда второго режима;

8 -эластичная мембрана;

9 - рукав;

10 - обратный клапан;

11 - ресивер;

12 - полость между зарядом второго режима и промежуточным днищем;

13 - расходные отверстия.

Двухрежимный ракетный двигатель работает следующим образом. После срабатывания узла инициирования 6 и начала работы заряда первого режима 2, расположенного в корпусе 1, рукав 9 и эластичная мембрана 8, деформируясь под действием давления газов заряда первого режима сжимают воздух, находящийся в полости 12 и вытесняют его в ресивер 11, расположенный в передней крышке 4. Продукты сгорания, создаваемые при работе заряда первого режима 2, истекают через сопло 5. Воспламенительный заряд узла инициирования заряда второго режима 7 защищается от воздействия высокотемпературного сжатого воздуха из полости 12 обратным клапаном 10. После окончания работы заряда первого режима 2 и падения давления в камере сгорания сжатый воздух из ресивера 11 перетекает обратно в полость 12, восстанавливая первоначальную конфигурацию рукава 9 и эластичной мембраны 8. При запуске узла инициирования 7 срабатывает обратный клапан 10, освобождая проход газов воспламенителя в полость 12 через расходные отверстия 13. Заряд второго режима 3, расположенный в корпусе 1, воспламеняется. Под действием образовавшегося в полости 12 давления происходит разрушение соединения эластичной манжеты 8 и рукава 9. При работе заряда второго режима манжета прохлапывается в сторону истечения продуктов сгорания и постепенно разрушается. Рукав также постепенно прококсовывается и разрушается в процессе работы заряда второго режима. Продукты сгорания, создаваемые при работе заряда второго режима 3 истекают через сопло 5.

Применение ресивера позволяет исключить контакт высокотемпературного сжатого воздуха в полости заряда второго режима во время работы заряда первого режима с топливом, то есть исключить возможность несанкционированного воспламенения заряда второго режима.

Применение обратного клапана в конструкции узла воспламенения заряда второго режима позволяет исключить попадание высокотемпературного сжатого воздуха в узел инициирования и, соответственно, исключить несанкционированное зажжение воспламенительного состава и, естественно, исключить возможность несанкционированного воспламенения заряда второго режима. Таким образом, данное изобретение позволяет повысить надежность и целостность заряда второго режима на всех фазах его эксплуатации, а также повысить надежность воспламенения его в заданное время.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны, в центральной части которой с помощью программированно-разрушаемого соединения закреплен эластичный рукав, размещенный в канале заряда второго режима, при этом противоположные концы рукава и мембраны закреплены на передней крышке и корпусе, соответственно, а узел инициирования заряда второго режима через расходные отверстия соединен с полостью, образованной поверхностью заряда и наружной поверхностью промежуточного днища, отличающийся тем, что в заряде второго режима полость, образованная поверхностью заряда и наружной поверхностью промежуточного днища соединена с ресивером, расположенным в передней крышке двигателя, а в узле инициирования установлен обратный клапан, перекрывающий расходные отверстия.

Изобретение относится к конструкциям "щеточных" метательных зарядов к реактивным двигателям с малым временем работы. .

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2347931

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. .

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2343302

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2272927

Импульсный ракетный двигатель на твердом топливе // 2268386

Изобретение относится к области импульсных ракетных двигателей на твердом топливе (ИРДТТ), в которых происходит преобразование химической энергии порохового заряда в тепловую энергию газов, а затем в кинетическую энергию истекающей газовой струи, в частности, к ИРДТТ, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Заряд ракетного твердого топлива // 2268385

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к вкладным зарядам ракетного твердого топлива стартовых двигателей снарядов контейнерного запуска со временем работы двигателя, превышающим время движения снаряда по направляющей, и может найти применение в стартовых двигателях неуправляемых снарядов и управляемых ракет.

Заряд твердого ракетного топлива // 2248457

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке, проектированию и изготовлению твердотопливных зарядов, обеспечивающих высокую тяговооруженность ракетных двигателей (РД), в первую очередь для тактических ракет, а также для стартовых ступеней ракет различного назначения.

Телескопический твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2241846

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке, проектированию и изготовлению твердотопливных зарядов к ракетным двигателям. .

Ракетный двигатель твердого топлива // 2225524

Ступенчатый двигатель // 2223411

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2390646

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет

Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты) // 2428579

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива

Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) // 2429368

Импульсный реактивный двигатель // 2433295

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении

Двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива // 2435979

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель

Заряд смесевого твердого ракетного топлива // 2493400

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя. Заряд смесевого твердого ракетного топлива содержит головной и сопловой полузаряды, скрепленные с корпусом. Задний торец головного полузаряда перфорирован глухими отверстиями, равномерно расположенными на двух концентрических окружностях. Ближайшие к каналу отверстия глубиной 1,2 максимальной толщины свода полузаряда отстоят от канала на расстоянии 0,21-0,22 максимальной толщины свода полузаряда. Удаленные от канала отверстия глубиной, равной максимальной толщине свода полузаряда, отстоят от предыдущих отверстий на расстоянии, равном удвоенному расстоянию, на которое ближайшие к каналу отверстия отстоят от канала полузаряда. В сопловом полузаряде, на длине, равной 0,65-0,7 длины соплового полузаряда, выполнены щелевые прорези, увеличивающиеся по высоте к заднему торцу до 0,9 максимальной толщины свода полузаряда. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры сгорания топливом. 3 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2569989

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами. Донная секция заряда выполнена из топлива с увеличенной скоростью горения по сравнению со скоростью горения остальных секций заряда. Один из межсекционных объемов выполнен в виде кольцевой полости Т-образного сечения, образованной торцами секций заряда, манжетами и втулкой, прилегающей к корпусу, выполненных из композиционных материалов с высокой степенью демпфирования акустических колебаний. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя при обеспечении надежности его функционирования. 1 ил.

Ракетный двигатель на твердом топливе // 2576411

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых двигателей на твердом топливе для верхних ступеней, которые характеризуются малым отношением длины к диаметру. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд, разделенный на две части наклонной кольцевой щелью, образованной тонкостенным неизвлекаемым формообразующим элементом. Неизвлекаемый формообразующий элемент одной законцовкой скреплен по наружному диаметру с корпусом, а его внутренний диаметр превышает диаметр канала заряда с образованием глухого кольцевого зазора между каналом заряда и второй законцовкой формообразующего элемента. Вся поверхность формообразующего элемента со стороны заднего днища снабжена бронирующим покрытием. К части или ко всей поверхности формообразующего элемента со стороны переднего днища прилегает тонкостенный элемент из антиадгезионного материала. Вторая законцовка формообразующего элемента выполнена отогнутой от канала заряда. Изобретение позволяет повысить объемное заполнение корпуса двигателя топливом при одновременном достижении диаграммы изменения поверхности горения от свода, близкой к постоянной. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Импульсный газогенератор // 2622137

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для генерирования газов, и может быть использовано для наддува подушек безопасности, авиажелобов для эвакуации пассажиров, спасательных плотов и т.п. Импульсный газогенератор включает функциональный заряд, размещенный с периферийным зазором в камере сгорания, связанной с несоосным выпускным соплом и помещенной между дросселирующей решеткой и диафрагмой сообщения. В крышке камеры сгорания установлен электровоспламенитель, инициирующий воспламенение и горение заряда. Функциональный заряд выполнен из канальных шашек, примыкающих между собой и вписанных в поперечное сечение камеры сгорания. Шашки радиально опираются на стержни крепления газопроводных опор - диафрагму и дросселирующую решетку, установленную в крышке с возможностью продольного перемещения относительно ее конфузора, направленного в камеру сгорания. На торце заряда конформно закреплен усилительный пиротехнический заряд. Ресивер с выпускным соплом сообщается непосредственно, а выпускное сопло расположено тангенциально камере сгорания. Газогенератор является компактным и имеет высокую функциональную надежность, характеризуется быстродействием, при расширении возможностей его адаптивного монтажа в стесненных условиях ограниченного объема основных изделий. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Ракетный двигатель твёрдого топлива // 2622141

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, а также сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами. Сопловой блок выполнен в виде одного центрального сопла, газосвязанного с открытыми торцами полузарядов расходной трубой, пропущенной через задний полузаряд. Задний полузаряд отделен от расходной трубы, которая проходит внутри покрытого бронировкой канала, выполненного в заднем полузаряде. Центральное сопло установлено на крепежном фланце, выполненном на заднем полукорпусе. Изобретение позволяет уменьшить поперечные габариты двигателя, увеличить суммарный импульс тяги, исключить тепловое воздействие на задний полукорпус, упростить конструкцию двигателя и улучшить его технологичность. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.