Твердотопливный заряд для микродвигателей



Твердотопливный заряд для микродвигателей
Твердотопливный заряд для микродвигателей
Твердотопливный заряд для микродвигателей

Владельцы патента RU 2605482:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании твердотопливных микродвигателей. Твердотопливный заряд для микродвигателей представляет собой шашку твердого топлива со скоростью горения в пределах 0,10-0,20 м/с при давлениях 3,04-6,08 МПа на основе инициирующего взрывчатого вещества или быстрогорящей пиротехнической смеси. Шашка имеет форму цилиндра с плоскими торцами, перпендикулярными образующей цилиндра, и имеет бронепокрытие на боковой поверхности цилиндра и одном из торцов, а на открытой поверхности шашки размещен электровоспламенитель. Шашка твердого топлива на основе инициирующего взрывчатого вещества сформирована из состава, содержащего 75-95% стифната свинца или калия, 0-10% перхлората аммония, 5-15% полимерного связующего. Шашка твердого топлива на основе быстрогорящей пиротехнической смеси сформирована из состава, содержащего перхлорат калия, красную кровяную соль и полимерное связующее. Изобретение позволяет обеспечить минимальный разброс импульса и времени работы микродвигателей с твердотопливным зарядом. 2 табл., 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании импульсных твердотопливных управляющих реактивных двигателей.

Известна конструкция малогабаритного импульсного двигателя закрутки ракетного снаряда (И.М. Гладков, B.C. Мухамедов, Е.Л.Валуев и др. Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения. - М.: НТЦ «Информатика», 1993 г., стр. 32, рис. 11) и патент РФ №2382222 на изобретение «Импульсный микродвигатель с твердотопливной канальной цилиндрической шашкой». Существенными недостатками данных конструкций являются значительная масса топлива и время работы двигателя. Эти конструкции обеспечивают импульс тяги JR>2 кгс·с (20 Н·c) при массе шашки m>10 г.

Ближайший аналог патентуемого заряда для микродвигателей не обнаружен.

Задачей изобретения является повышение точности управляющих воздействий за счет их локализации во времени путем создания твердотопливного заряда для импульсных управляющих реактивных микродвигателей на основе специальных смесей, обладающих сверхвысокой скоростью горения (0,10…0,20 м/с) без перехода в детонацию.

Поставленная задача решается, а указанный технический результат достигается формулой изобретения, согласно которой, твердотопливный заряд для микродвигателей представляет собой шашку твердого топлива со скоростью горения в пределах 0,10-0,20 м/с при давлениях 3,04-6,08 МПа на основе инициирующего взрывчатого вещества (ИВВ) или быстрогорящей пиротехнической смеси (ПТС), имеющую форму цилиндра с плоскими торцами, перпендикулярными образующей цилиндра, с бронепокрытием на боковой поверхности цилиндра и одном из торцов, на открытой ее поверхности размещен электровоспламенитель, при этом шашка твердого топлива на основе ИВВ сформирована из состава, содержащего 75-95% стифната свинца или калия, 0-10% перхлората аммония, 5-15 полимерного связующего, а шашка твердого топлива на основе ПТС сформирована из состава, содержащего перхлорат калия, красную кровяную соль и полимерное связующее.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где

1 - электровоспламенитель;

2 - корпус заряда твердого топлива;

3 - быстрогорящее твердое топливо.

Твердотопливный заряд для микродвигателей представляет собой шашку твердого топлива со скоростью горения в пределах 0,10-0,20 м/с при давлениях 3,04-6,08 МПа на основе инициирующего взрывчатого вещества (ИВВ) или быстрогорящей пиротехнической смеси (ПТС), имеющую форму цилиндра с плоскими торцами, перпендикулярными образующей цилиндра, с бронепокрытием на боковой поверхности цилиндрической поверхности и одном из торцов, на открытой поверхности шашки (небронированном торце) размещен электровоспламенитель 1, который соединен с корпусом 2 заряда твердого топлива 3 клеевым швом.

Предлагаемый для патентования твердотопливный заряд для микродвигателей - это цилиндрическая шашка, полученная запрессовкой в металлический или пластмассовый колпачок быстрогорящего топлива необходимой массы в виде механической смеси мелкодисперсных компонентов (полимера с соответствующими технологическими свойствами и активным неорганическим окислителем). Металлический или пластмассовый колпачок является одновременно корпусом 2 и бронепокрытием заряда твердого топлива.

В таблице 1 представлены составы ИВВ для варианта исполнения, когда шашка твердого топлива сформирована из состава, содержащего 75-95% стифната свинца или калия (ИВВ), 0-10% перхлората аммония, 5-15% полимерного связующего.

В таблице 2 представлены составы для варианта исполнения, когда шашка твердого топлива сформирована из быстрогорящей ПТС, содержащей перхлорат калия, красную кровяную соль и полимерное связующее.

Скорости горения данных топлив находятся пределах 0,10-0,20 м/с при рабочих давлениях 3,04-6,08 МПа, что в 5-15 раз выше, чем у стандартных ТРТ или баллиститов. Удельный импульс смесей составляет 80-100 с для топлив со стифнатом свинца и 100-120 с для остальных.

Изменение процентного содержания полимерного связующего в составах приводит к изменению скорости горения, а именно: если содержание полимерного связующего <5%, это приводит к неконтролируемому конвективному горению с возможностью разрушения микродвигателя;

если содержание полимерного связующего >15%, это приводит к задержке воспламенения и последующему самозатуханию горения.

Необходимость применения для поставленных целей быстрогорящих топлив диктуется малым временем работы микродвигателей, необходимым для обеспечения заданного алгоритма коррекции. В то же время продолжительность работы микродвигателя должно быть существенно больше, чем время взрывного горения или выстрела пиропатрона, то есть более 10 мс. Несоблюдение этого условия приведет к недопустимо высокой перегрузке. С другой стороны, применение традиционных твердых топлив потребует либо слишком высоких давлений в камере сгорания, либо сложной тонкосводной формы твердотопливного заряда. И то и другое приводит к росту массы и габаритов микродвигателя.

Другой немаловажный и не всегда очевидный фактор - это критические размеры реакционной зоны твердого топлива, которые обычно обратно пропорциональны скорости горения, а также сильно различаются для твердых топлив различной химической природы. При попытках применить топливо с протяженной реакционной зоной (например, баллиститного пороха) в двигателе малых размеров, сравнимых с размерами реакционных зон при горении (для баллиститного пороха при давлениях 3,04-6,08 МПа этот размер составляет 0,005-0,001 м), возникают неустойчивости процесса горения и истечения газов. Они проявляются в возникновении нестабильной работы микродвигателя и связанных с этим нестабильных основных характеристик, таких как импульс и время работы.

Применение быстрогорящего топлива в топливных зарядах предлагаемой конструкции позволяет избежать этих эффектов, добиваясь предсказуемой и воспроизводимой работы микродвигателей с минимальными разбросами показателей, как по импульсу, так и по времени работы.

Работает предложенный твердотопливный заряд следующим образом.

После подачи электрического тока запуска на электровоспламенитель 1 его нить накала нагревается и поджигает находящуюся с ним в контакте поверхность быстрогорящего топлива 3. Горение быстро распространяется по всей торцевой поверхности заряда со скоростью на порядок большей, чем скорость послойного горения. Начинается послойное сгорание заряда с практически постоянной поверхностью горения до самого конца горения, что обеспечивает постоянное давление и тягу микродвигателя.

Микродвигатели с топливным зарядом данной конструкции планируется использовать для создания крутящего момента или коррекции траектории полета специального малогабаритного объекта.

Технический результат заключается в обеспечении кратковременного (10-20 мс) импульса тяги JR<0.04 кгс·с (0.4 Н·с) с диаметром 7·10-3 м и высотой 2,3·10-3 м при массе заряда 1,8-2,0·10-4 кг.

Твердотопливный заряд для микродвигателей, характеризующийся тем, что представляет собой шашку твердого топлива со скоростью горения в пределах 0,10-0,20 м/с при давлениях 3,04-6,08 МПа на основе инициирующего взрывчатого вещества (ИВВ) или быстрогорящей пиротехнической смеси (ПТС), имеющую форму цилиндра с плоскими торцами, перпендикулярными образующей цилиндра, с бронепокрытием на боковой поверхности цилиндра и одном из торцов, на открытой поверхности которой размещен электровоспламенитель, при этом шашка твердого топлива на основе ИВВ сформирована из состава, содержащего 75-95% стифната свинца или калия, 0-10% перхлората аммония, 5-15% полимерного связующего, а шашка твердого топлива на основе ПТС сформирована из состава, содержащего перхлорат калия, красную кровяную соль и полимерное связующее.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к военной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования преимущественно в газогенераторах и ракетных двигателях, снаряженных зарядами твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для применения в ракетных двигателях с вкладным зарядом из твердого топлива. .

Изобретение относится к зарядам ракетных двигателей твердого топлива, в частности к зарядам, прочноскрепленным с корпусами ракетных двигателей твердого топлива, и может быть использовано в ракетах с твердотопливными двигателями.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на твердом топливе. Способ ускорения летающего устройства, включающего в себя самодвижущийся твердотопливный элемент (бескорпусной ракетный двигатель) со стабилизатором полета, причем при старте летающего устройства обеспечивают полное сгорание бескорпусного ракетного двигателя, при этом в качестве двигателя используют полую цилиндрическую шашку с глухой передней крышкой, изготовленные из твердого топлива со скоростью горения не менее 30 мм/с, причем при запуске устройства на одном стабилизаторе размещают несколько бескорпусных ракетных двигателей параллельно друг другу и обеспечивают их синхронное сгорание на разгонном участке полета.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, причем в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.
Изобретение описывает топливо для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе смеси углеводородного горючего Т-10 и 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборана, при этом в смесь дополнительно введен промотор горения изопропилнитрат, при следующем соотношении (% масс.): 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборан - 70; горючее Т-10 - 29-29,5; изопропилнитрат - 0,5-1.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд, сопло и переднюю крышку.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании ракет различного назначения, в частности космического, в системе аварийного спасения.

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракета содержит тянущий ракетный двигатель твердого топлива и толкающий ракетный двигатель. Тянущий ракетный двигатель твердого топлива включает сопловой блок, образованный несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, а также задний узел стыка. С корпусом ракетного двигателя твердого топлива сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, связанный с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса ракетного двигателя твердого топлива превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Другое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, а также сопряженный с передним днищем стакан. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поддон с полезным грузом. Стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги ракетного двигателя твердого топлива и полетных нагрузок. Группа изобретений позволяет повысить энергомассовое совершенство ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, упростить их конструкцию и повысить надежность, а также минимизировать габариты ракеты в ее исходном состоянии. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к конструкции детонационного двигателя, использующего твердое топливо. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявляемого изобретения, является увеличение КПД детонационного двигателя за счет использования многократного отражения детонационной волны от отработавшей ступени и самого двигателя; эффективное преобразование химической энергии ВВ в механический импульс за счет многократного отражения детонационной волны. Поставленная задача решается тем, что заявляемый детонационный двигатель включает детонатор взрывчатого вещества, полезный груз и по меньшей мере одну пару соединенных детонационных элементов, представляющих собой два соосно расположенных диска, первый из которых соединен с детонатором взрывчатого вещества, а последний сопряжен с полезным грузом, при этом одна сторона каждого диска выполнена плоской, а другая сторона диска выполнена сложнопрофильной, и содержит по меньшей мере две - внутреннюю и внешнюю концентрические канавки, сообщающиеся между собой посредством прохода, кроме того, в каждом диске выполнено запальное отверстие, расположенное оппозитно проходу относительно центра диска в одном из дисков пары во внешней канавке, а в другом - во внутренней канавке. Таким образом, заявляемое изобретение существенно повышает КПД детонационного двигателя, за счет оптимального использования площади детонационных элементов, и взаимосопряжения их между собой. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-12-20 2016-12-20T01:58:12
Наверх