Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Ракетный двигатель на твердом топливе относится, в частности, к реактивным снарядам систем залпового огня. Ракетный двигатель содержит корпус с относительным удлинением более 12 калибров и прочно скрепленный с ним заряд, выполненный в виде двух полузарядов. Хвостовой полузаряд выполнен с коническим осевым каналом, расширяющимся к соплу, с углом конусности 0,05 - 0,5o. Головной полузаряд выполнен со звездообразным каналом, в котором расстояние от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75 - 0,9 средней по длине хвостового полузаряда толщины его начального горящего свода. Относительное удлинение полузарядов определено равным 6 - 6,5 внутреннего диаметра корпуса. Такое выполнение двигателя позволило сократить время догорания заряда при одновременном повышении стабильности этого процесса. 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2125175
Класс(ы) патента: F02K9/28
Номер заявки: 98103167/06
Дата подачи заявки: 20.02.1998
Дата публикации: 20.01.1999
Заявитель(и): Пермский завод им.С.М.Кирова; Научно-производственное объединение им.Кирова
Автор(ы): Обозов Л.И.; Каширкин А.А.; Петуркин Д.М.; Семилет В.В.; Макаровец Н.А.; Куценко Г.В.; Некрасов В.И.; Шеврикуко И.Д.; Амарантов Г.Н.; Смирнов В.Д.; Кузьмицкий Г.Э.; Вронский Н.М.; Лисовский В.М.; Гринберг С.И.; Макаров Л.Б.; Филатов В.Г.
Патентообладатель(и): Пермский завод им.С.М.Кирова; Научно-производственное объединение им.С.М.Кирова
Описание изобретения: Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям твердого топлива, и может найти применение в реактивных системах залпового огня (РСЗО) как вновь разрабатываемых, так и в модернизируемых.
Улучшение эксплуатационных характеристик РСЗО в значительной степени определяется ростом стабильности функционирования ракетных двигателей снарядов, достигаемой за счет выбора рациональных соотношений геометрических и физических параметров отдельных узлов и элементов двигателя.
Известен РДТТ, содержащий корпус, прочно скрепленный с ним заряд и сопло (см. , например, А.М.Виницкий. Ракетные двигатели на твердом топливе.- М.: Машиностроение, 1973, с. 10), принятый за аналог. Применение такого РДТТ для снарядов РСЗО увеличивает риск получения недопустимого по критериям точности и кучности стрельбы разброса полного импульса РДТТ, связанного с нестабильностью процесса догорания прочно скрепленного заряда.
Общими признаками с предлагаемым авторами РДТТ является наличие корпуса, прочно скрепленного с ним заряда твердого топлива и соплового блока. Однако данная конструкция не позволяет в случае больших относительных удлинений корпуса (сверх 12 калибров) добиться стабильности внутрибаллистических характеристик РДТТ из-за нестабильности процессов догорания.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к заявляемому изобретению является РДТТ со схемой, представленной в книге И.Х.Фахрутдинов, А.В.Котельников. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М. : Машиностроение, 1987, с. 10-12, принятый за прототип. Он содержит корпус, прочно скрепленный с ним заряд с развитой поверхностью горения в данной части заряда и сопло.
РДТТ, принятый за прототип, функционирует следующим образом. При подаче импульса электрического тока на воспламенительное устройство последнее срабатывает и зажигает заряд. Горение заряда происходит по внутренней поверхности (каналу). Образующиеся пороховые газы истекают через сопло и создают тягу.
Однако такому РДТТ присущ ряд недостатков, основным из которых является невозможность получения стабильных тяговых характеристик при догорании высокоимпульсных зарядов большого относительного удлинения (сверх 12 калибров), что отрицательно сказывается на стабильности внутрибаллистических характеристик РДТТ в целом, выходных характеристик, а следовательно, кучности и точности стрельбы РСЗО. Таким образом, задачей известного технического решения-прототипа являлась разработка РДТТ, обеспечивающего высокие тяговые характеристики без учета возможности его использования в снарядах РСЗО, характеризующихся большими относительными удлинениями (двигателя 12-15 калибров при удлинении снаряда 20-25 калибров).
Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным двигателем является наличие корпуса, прочно скрепленного с ним заряда и соплового блока. В отличие от прототипа предлагаемый авторами ракетный двигатель имеет корпус с относительным удлинением более 12 калибров и прочно скрепленный с ним заряд, выполненный в виде двух полузарядов, в котором хвостовой полузаряд выполнен с коническим осевым каналом, расширяющимся к соплу, с углом конусности 0,05-0,5o, а головной полузаряд выполнен со звездообразным каналом, в котором расстояние l от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75-0,9 средней по длине хвостового полузаряда толщины его начального горячего свода L, причем относительное удлинение полузарядов определено равным 6-6,5 внутреннего диаметра корпуса.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Целью изобретения является создание РДТТ, обеспечивающего за счет выбора рационального соотношения основных конструктивных параметров исключение вероятности возникновения повышенных разбросов внутрибаллистических характеристик РДТТ путем резкого уменьшения времени догорания заряда и, тем самым, достижение высоких значений точности и кучности стрельбы РСЗО.
Это достигается тем, что в ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем корпус с относительным удлинением более 12 калибров и прочно скрепленный с ним заряд, выполненный в виде двух полузарядов, в отличие от прототипа, согласно изобретению хвостовой полузаряд выполнен с коническим осевым каналом, расширяющимся к соплу, с углом конусности альфа 0,05-0,5o, а головной полузаряд выполнен со звездообразным каналом, в котором расстояние от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75-0,9 средней по длине хвостового полузаряда толщины его начального горящего свода, причем относительное удлинение полузарядов определено равным 6-6,5 внутреннего диаметра корпуса.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид РДТТ. РДТТ состоит из корпуса 1, прочно скрепленных с ним полузарядов - головного 2 и хвостового 3 с осевыми каналами 4 и 5 соответственно, сопла 6. Предлагаемый РДТТ функционирует следующим образом.
При подаче импульса электрического тока на воспламенительное устройство последнее срабатывает и зажигает оба полузаряда, горение которых происходит по осевым каналам 4, 5. Выполнение полузарядов 2, 3 с относительным удлинением 6-6,5 внутреннего диаметра корпуса РДТТ обеспечивает решение задачи снижения влияния эффекта турбулентного горения, следствием которого является повышение разброса. При увеличении относительного удлинения полузарядов 2, 3 сверх 6,5 возрастает уровень напряжения в зоне контакта полузарядов 2, 3 с корпусом 1, вызывая риск отслоения полузарядов 2, 3 от корпуса 1 и недопустимое отклонение поверхности горения от расчетной, отрицательное влияющее на кучность и точность стрельбы. При уменьшении относительного удлинения полузарядов 2, 3 (менее 6), что при заданной длине двигателя равнозначно увеличению числа полузарядов, резко снижается коэффициент заполнения топливом камеры сгорания, а также увеличиваются разбросы выходных характеристик, что обусловлено неодновременным сгоранием полузарядов, а следовательно, ухудшается точность и кучность стрельбы РСЗО.
За счет выполнения головного полузаряда 2 со звездообразным каналом 4, в котором расстояние от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75-0,9 средней по длине хвостового полузаряда 3 толщины его начального горящего свода, достигается опережающее сгорание головного полузаряда 2 по отношению к хвостовому 3, имеющему конический канал 4.
Благодаря этому исключается фаза догорания остатков головного полузаряда 2 при пониженном давлении в конце работы РДТТ, и благодаря конусности канала 4 происходит резкое уменьшение времени догорания хвостового полузаряда 3 при падении давления после сгорания головного полузаряда 2. Увеличение конусности сверх 0,5o вызывает при относительных удлинениях полузаряда 3 сверх 5 эффект нестабильности его горения, а уменьшение конусности ниже 0,05o ведет к затягиванию фазы догорания хвостового полузаряда 3, носящему случайный характер, что отрицательно сказывается на точности и кучности стрельбы.
Выполнение РДТТ в соответствии с изобретением позволило резко сократить время догорания заряда при одновременном повышении стабильности этого процесса, что привело к снижению разброса внутрибаллистических характеристик РДТТ в целом, росту точности и кучности стрельбы РСЗО.
Указанный положительный эффект подтвержден огневыми стендовыми испытаниями РДТТ, а также летными испытаниями в составе снарядов дальнобойной РСЗО.
В настоящее время на описанный РДТТ разработана конструкторская документация и намечено его серийное производство.
Формула изобретения: Ракетный двигатель на твердом топливе, содержащий корпус с относительным удлинением более 12 калибров и прочно скрепленный с ним заряд, выполненный в виде двух полузарядов, отличающийся тем, что в нем хвостовой полузаряд выполнен с коническим осевым каналом, расширяющимся к соплу, с углом конусности 0,05 - 0,5o, а головной полузаряд выполнен со звездообразным каналом, в котором расстояние от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75 - 0,9 средней по длине хвостового полузаряда толщины его начального горячего свода, причем относительное удлинение полузарядов определено равным 6 - 6,5 внутреннего диаметра корпуса.