Заряд твердого ракетного топлива

Авторы патента:

Ведерникова Екатерина Гавриловна (RU)

Балабанов Геннадий Константинович (RU)

F02K9/10 - форма и конструкция твердотопливных зарядов

Владельцы патента RU 2499905:

Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива с зарядами торцевого горения, формуемыми непосредственно в корпус двигателя. Заряд твердого ракетного топлива, скрепленный с корпусом ракетного двигателя, сформован непосредственно в бронечехле, располагаемом в корпусе, и выполнен в виде моноблока, скрепленного с передним днищем и передней частью корпуса на длине 0,03 длины заряда. Диаметр заряда, начиная с длины, соответствующей 0,6 длины заряда от переднего торца, ступенчато уменьшается на 0,2 диаметра заряда. Отношение длины к диаметру заряда составляет 13,8. Изобретение позволяет повысить степень заполнения камеры ракетного двигателя топливом и повысить его энергетические характеристики. 1 ил.

Известны конструкции аналогов РДТТ с вкладными зарядами твердого ракетного топлива торцевого горения, близкие к предлагаемой, представленные в патентах RU 2164616 C1, RU 2383764 С1 и RU 2282741 С1. Конструкция заряда, представленная в патенте RU 2282741 C1, МПК F02K 9/10, заявленная 11.01.2005, опубликованная 27.08.2006, принята авторами за прототип.

Недостатки конструкции прототипа являются:

1) отсутствие возможности реализации цельного вкладного заряда в ракетных двигателях большой длины и малого диаметра;

2) недополучение энергетических характеристик ракетного двигателя, т.е. полного импульса тяги, за счет низкого коэффициента заполнения камеры ракетного двигателя топливом в конструкциях с большой длиной и малым диаметром;

3) сложность формирования застойной зоны при большой длине изделия.

Технической задачей предлагаемого изобретения является создание конструкции заряда твердого ракетного топлива торцевого горения для ракетных двигателей большой длины и малого диаметра, которая позволит увеличить степень заполнения камеры ракетного двигателя топливом, обеспечить технологичность изготовления, получить необходимые энергетические характеристики ракетного двигателя, сформировать застойную зону, обеспечивающую проход газов при работе двигателя.

Технический результат достигается за счет того, что заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде моноблока, скрепленного с передним днищем и передней частью корпуса на длине 0,03L, при этом диаметр заряда, начиная с длины 0,6L от переднего торца, ступенчато уменьшается на 0,2D, a соотношение L/D=13,8, где L - длина заряда, D - диаметр заряда. В зоне скрепления заряда с корпусом и передним днищем выполнена эластичная вставка. Заряд формуется непосредственно в бронечехол, который располагается в корпусе двигателя.

Патентуемое изобретение поясняется Фиг.1, на которой представлена конструкция заряда:

1 - эластичная вставка;

2 - топливный моноблок;

3 - бронечехол;

4 - теплозащитное покрытие;

5 - корпус ракетного двигателя;

6 - вход в застойную зону;

L - длина заряда;

D - диаметр заряда.

Сущность изобретения заключается в том, что

1) заряд выполнен в виде моноблока (2) с соотношением L/D=13,8, формуемого непосредственно в бронечехол (3), располагаемый в корпусе двигателя (5), без конструктивного зазора для застойной зоны (6), что обеспечивает простоту и технологичность изготовления заряда, позволяет максимизировать степень заполнения камеры двигателя топливом,

2) заряд прочно скреплен с передним днищем и передней частью стеклопластикового корпуса (4) на длине 0,03L, что позволяет удерживать заряд внутри корпуса ракетного двигателя, не прибегая к дополнительным элементам крепления,

3) для снижения контактных напряжений в зоне скрепления заряда с корпусом и передним днищем выполнена эластичная вставка (1),

4) на длине 0,97 заряд располагается в бронечехле (3), раскрепленном с корпусом, что дает возможность формировать застойную зону практически на всей длине изделия и тем самым обеспечить его работоспособность,

5) застойная зона между бронечехлом заряда и теплозащитным покрытием корпуса образуется за счет изменения размеров заряда при охлаждении от равновесной температуры до температуры эксплуатации, а также за счет деформации корпуса при выходе двигателя на режим и ступенчатого уменьшения диаметра заряда, начиная с 0,6L от переднего торца, на 0,2D.

Положительный эффект изобретения - повышение эффективности заряда твердого ракетного топлива, которая достигается за счет максимизации заполнения камеры двигателя топливом, что позволяет обеспечить высокие энергетические характеристики ракетных двигателей.

Патентуемая конструкция проверена огневыми стендовыми испытаниями в ОАО «НИИПМ».

Заряд твердого ракетного топлива, скрепленный с корпусом ракетного двигателя, отличающийся тем, что заряд сформован непосредственно в бронечехле, располагаемом в корпусе, и выполнен в виде моноблока, скрепленного с передним днищем и передней частью корпуса на длине 0,03L, при этом диаметр заряда, начиная с длины 0,6L от переднего торца, ступенчато уменьшается на 0,2D, а соотношение L/D=13,8, где L - длина заряда, D - диаметр заряда, причем в зоне скрепления заряда с корпусом и передним днищем выполнена эластичная вставка.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с днищами, скрепленный с ним по наружной поверхности заряд твердого топлива, по крайней мере, с одним торцом, раскрепленным от элементов корпуса, и центральным сквозным или глухим каналом, снабженным компенсатором поверхности горения топлива.

Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты // 2497006

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты переносных зенитных ракетных комплексов.

Ступень ракеты-носителя // 2486114

Изобретение относится к области ракетостроения. .

Заряд твердого ракетного топлива // 2483222

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива для газогенераторов и ракетных двигателей твердого топлива.

Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива // 2483049

Изобретение относится к области ракетной техники. .

Заряд с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты // 2476707

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты. .

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2464440

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива. .

Способ бронирования вкладного заряда твердого ракетного топлива эпоксидным бронесоставом по боковой поверхности и способ определения вязкости эпоксидного бронесостава // 2458243

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2451816

Ракетный двигатель твердого топлива // 2448267

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, имеющего большое время работы. .

Ракетный двигатель староверова-13 // 2517469

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо. Прочность корпуса на разрыв от внутреннего давления в каждом конкретном поперечном сечении соответствует максимальному внутреннему давлению в этом сечении, причем в передней части корпуса она максимальна, а в районе заднего среза постепенно уменьшается. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2527280

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью. В кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы из быстросгораемого материала, заполненные топливом. Топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки формообразующего элемента эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом. Поперечный размер отверстий перфораций в формообразующих элементах больше свода горения топлива, заполняющего формообразующий элемент. Поверхность формообразующих элементов покрыта герметизирующим покрытием. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса топливом. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Твердотопливный ракетный двигатель // 2569539

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкциям зарядов твердотопливных ракетных двигателей. Ракетный двигатель включает камеру сгорания, пластинчатый заряд твердого топлива из сплошных и перфорированных дисков, боковая поверхность которого покрыта бронирующим покрытием, и сопло. Пластинчатый заряд состоит из последовательно расположенных наборов перфорированных и сплошных дисков. В перфорированных дисках выполнены не менее трех симметрично расположенных сквозных отверстий диаметром не менее 0,5 мм, сообщающихся на тыльной стороне диска канавками сечением не менее 0.25 мм2. Бронирующее покрытие выполнено из эластичного материала, а толщина перфорированного диска и площадь критического сечения сопла определяются соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить коэффициент объемного заполнения ракетного двигателя при высоком значении массовой скорости горения. 3 табл., 2 ил.

Заряд твердого ракетного топлива // 2633980

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР. Заряд к стартовому реактивному двигателю содержит пучок трубок из высокоазотного пироксилинового пороха, скрепленный с дном двигателя, и воспламенитель, расположенный на торце заряда. В составе пороха, в который входит комплексный катализатор горения, содержание остаточного растворителя составляет 0,2…0,7%, а диаметр канала dk трубки при длине , соответствующей длине цилиндрической части камеры двигателя, удовлетворяет соотношению , где . Изобретение позволяет повысить максимально возможную скорость реактивной гранаты и обеспечить значение температурного перепада начальных скоростей на уровне 4…8%.

Ракетный двигатель на твердом топливе // 2635427

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе. Двигатель содержит корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд, снабженный компенсатором поверхности горения в виде кольцевой щели, размещенной у переднего днища, сопло. Канал заряда выполнен глухим, а кольцевая щель – наклоненной. Заряд оснащен вторым компенсатором поверхности горения, образованным частью канала заряда над соплом и частично горящим торцом заряда со стороны заднего днища. Поверхность канала между компенсаторами поверхности горения скреплена с бронирующим чехлом. При этом чехол соединен с внутренней поверхностью корпуса при помощи гибких строп, расположенных равномерно по окружности в плоскости, равноудаленной от концов бронированного участка канала. Каждая стропа размещена в защитной оболочке. Изобретение позволяет увеличить эффективный свод в 1,5-2 раза за счет создания условий для исключения воспламенения части поверхности канала заряда в течение всего времени работы двигателя при одновременном сохранении габаритных размеров двигателя и достижении возможности использования существующих в отрасли высокоэнергетических топлив без изменения количественного и качественного состава, повышая тем самым эффективность их использования. 1 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.