Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам с бессопловом двигателем твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого выполнен в виде усеченного конуса, и воспламенитель. Корпус выполнен из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса. Корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати. Слой воспламенителя толщиной не менее 100 мкм нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива. Изобретение позволяет снизить пассивную массу конструкции и увеличить энергетическую эффективность ракетного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам с бессопловом двигателем твердого топлива.

Известен бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, который включает камеру сгорания (корпус) с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2%-10% от общей массы заряда (патент RU 2517971, МПК F02K9/12, 2014 г.).

Однако известный бессопловой ракетный двигатель твердого топлива характеризуется рядом недостатков, а именно удельный импульс тяги имеет пониженное значение за счет, во-первых, формирования "виртуального сопла " с отклонением от формы правильного усеченного конуса, которая является предпочтительной для работы двигателя, вследствие применения зарядов из медленно и быстро горящих топлив в виде отдельных блоков; во- вторых, наличия балласта, которым является корпус, не участвующего в энергетике реактивного движения.

Таким образом, перед авторами была поставлена задача разработать конструкцию бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего повышения удельного импульса тяги.

Поставленная задача решена в предлагаемом бессопловом ракетном двигателе твердого топлива, содержащим корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати, при этом слой воспламенителя толщиной не менее 100мкм нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива.

При этом корпус бессоплового ракетного двигателя твердого топлива может быть выполнен из сплава на основе алюминия, например, Al2Mg3.

При этом заряд твердого топлива бессоплового ракетного двигателя твердого топлива может быть выполнен из смесевого твердого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом.

В настоящее время из патентной и научно-технической литературы не известна конструкция бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, в котором слой воспламенителя нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива, при этом корпус выполнен из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса, причем корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати.

На фиг. 1а приведена схема бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, содержащего корпус (1), выполненный из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса, например, из сплава на основе алюминия Al2Mg3; заряд твердого топлива (2), торец которого выполнен в виде усеченного конуса (4); воспламенитель (3), нанесенный слоем толщиной не менее 100мкм на торцевой контур заряда твердого топлива. Заряд твердого топлива (2) может быть выполнен из смесевого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом.

В предлагаемой конструкции использование 3D-печати позволяет изготовить корпус и заряд твердого топлива как единое целое, при этом изготовление корпуса из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива обеспечивает после срабатывания воспламенителя одновременное воспламенение заряда твердого топлива и корпуса, что наряду с выполнением заряда твердого топлива из однородного по составу материала, имеющего более высокую температуру горения, чем в известном решении, и обеспечивающего за счет однородности равномерное по объему заряда горение, позволяет получить фронт горения в виде "виртуального сопла", имеющего форму правильного усеченного конуса, которая не изменяется в процессе горения заряда, что и обусловливает увеличение удельного импульса тяги на 5-10% и увеличение скорости полета ракеты согласно формуле Циолковского на 10-20%.

Предлагаемый бессопловой ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя, нанесенного слоем толщиной не менее 100мкм на торцевой контур заряда твердого топлива, воспламеняется заряд и одновременно с ним воспламеняется корпус двигателя (6), выполненный из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива(см. фиг. 1б). В случае изготовления корпуса из сплава на основе алюминия, например, Al2Mg3, а заряда твердого топлива - из смесевого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом, температура горения составит 3500-4000 °С. При этом продукты сгорания формируют "виртуальное сопло" (5) с потоком продуктов сгорания, температура которого достигает 3500-4000°С за счет высокой энергетической эффективности материала заряда твердого топлива, содержащего смесь горючего топлива и энергоемкое металлическое горючее - порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом. По мере сгорания топлива твердого заряда корпус, являясь активной оболочкой, также сгорает, снижая пассивную массу конструкции, способствуя увеличению удельного импульса тяги и не нарушая формы "виртуального сопла".

Таким образом, предлагаемая авторами конструкция позволяет получить:

- в процессе горения "виртуальное сопло" в форме правильного усеченного конуса, форма которого не меняется с течением времени;

- снижение пассивной массы конструкции и увеличение энергетической эффективности;

- повышение температуры горения.

Как следствие, в результате использования указанных преимуществ достигается увеличение удельного импульса тяги и скорости движения ракеты.

1. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого выполнен в виде усеченного конуса, и воспламенитель, отличающийся тем, что корпус выполнен из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса, причем корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати, при этом слой воспламенителя толщиной не менее 100 мкм нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива.

2. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что корпус выполнен из сплава на основе алюминия, например Al2Mg3.

3. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что заряд твердого топлива выполнен из смесевого топлива, содержащего дополнительно порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке и изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала (КМ), имеющих узел стыка, например, с основанием или со смежными отсеками.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит днище с центральным отверстием и манжету, имеющую отогнутую внутрь корпуса часть, расположенную в районе центрального отверстия и выполненную с возможностью установки технологического клина между днищем и отогнутой внутрь корпуса частью манжеты.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции порохового аккумулятора давления, используемого в качестве источника рабочего тела для питания системы газодинамической коррекции движения оперенного реактивного снаряда, расположенной в носовой части реактивного снаряда на удалении относительно его центра масс.

Изобретение относится к заряду твердого топлива «щеточной» конструкции, предназначенному для использования в качестве источника энергии в стартовых реактивных двигателях с малым временем работы, применяемых в гранатометах, огнеметах и противотанковых управляемых ракетах.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности, к ракетным двигателям твердого топлива, и может быть использовано в ракетах различного назначения. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с передним днищем, воспламенитель и твердотопливный заряд в виде цилиндрического тела с центральным каналом, размещенный в корпусе, в задней части которого установлен многосопловой блок.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо.

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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам с бессопловом двигателем твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого выполнен в виде усеченного конуса, и воспламенитель. Корпус выполнен из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса. Корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати. Слой воспламенителя толщиной не менее 100 мкм нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива. Изобретение позволяет снизить пассивную массу конструкции и увеличить энергетическую эффективность ракетного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх