Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Заряд ракетного твердого топлива двигателей ракет реактивных снарядов систем залпового огня содержит корпус, защитно-крепящий слой, торцевые манжеты, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом. Заряд выполнен с радиусами скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей, составляющими 0,08 - 0,15 толщин горящего свода головного полузаряда. Длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу, составляет 0,6 - 1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка. В области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром (Dmax) на переднем торце хвостового полузаряда, равным 1,2 - 1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда с углом конусности 25 - 35o и длиной (0,015 - 0,03)L, участок с углом конусности 3 - 8o и длиной (0,02 - 0,04)L, а также участок с углом конусности 10 - 20o и длиной (0,015 - 0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда. Изобретение позволяет создать заряд ракетного твердого топлива, обеспечивающий увеличение на 8 - 10% коэффициента объемного заполнения при сокращении значений разбросов выходных характеристик и критериев надежности в заданном диапазоне применения. 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: 2145673
Класс(ы) патента: F02K9/18
Номер заявки: 99110861/06
Дата подачи заявки: 25.05.1999
Дата публикации: 20.02.2000
Заявитель(и): Пермский завод им.С.М.Кирова
Автор(ы): Семилет В.В.; Обозов Л.И.; Петуркин Д.М.; Филатов В.Г.; Каширкин А.А.; Аляжединов В.Р.; Макаровец Н.А.; Кузьмицкий Г.Э.; Федченко Н.Н.; Винокуров Ю.А.; Гринберг С.И.; Талалаев А.П.; Колесников В.И.; Амарантов Г.Н.; Колач П.К.; Денежкин Г.А.; Некрасов В.И.
Патентообладатель(и): Пермский завод им.С.М.Кирова
Описание изобретения: Изобретение относится к области военной техники, а именно к зарядам ракетного твердого топлива двигателей ракет реактивных систем залпового огня (РСЗО).
Основной тенденцией совершенствования ракет РСЗО является увеличение дальности стрельбы, что обусловливает рост энерговооруженности двигателей, достигаемый в первую очередь применением зарядов с высоким коэффициентом заполнения камеры сгорания.
Известен заряд для двигателей ракет, содержащий последовательно расположенные топливные секции, диаметр канала которых увеличивается к соплу, скрепленные с корпусом двигателя и разделенные зазорами (см., например, А.А. Шишков и др. Рабочие процессы в РДТТ. - М., Машиностроение, 1989, с. 82), принятый за аналог. Задачей данного технического решения являлось обеспечение высокого значения коэффициента объемного заполнения. Однако применение зарядов подобной конструкции в двигателях ракет РСЗО неприемлемо из-за наличия большой массовой доли остатков заряда, догорающих в конце работы при пониженном давлении. Это вызывает недопустимый разброс выходных характеристик, а следовательно, и параметров рассеивания ракет.
Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом является наличие в составе заряда-аналога последовательно расположенных топливных секций, горящих по каналам и торцам, разделенных зазорами.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату к заявляемому изобретению является заряд по патенту 2125175 F 02 K 9/28, принятый авторами за прототип. Он содержит скрепленный с корпусом двигателя головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом.
Заряд, принятый за прототип, функционирует следующим образом. После зажжения заряда происходит его горение по переднему торцу, звездообразному каналу и заднему торцу головного полузаряда, а также переднему торцу, цилиндрическому каналу и сопловому торцу хвостового полузаряда. Однако заряду такой конструкции присущ ряд недостатков, основными из которых являются сложное напряженно-деформированное состояние заряда, возникновение значительных локальных напряжений в заряде при эксплуатации в областях крайних положительных и отрицательных температур применения, что при дальнейшем повышении плотности заряжания приводит к демонтажу заряда.
Задачей известного технического решения (прототипа) явилось повышение объемного заполнения при допустимом уровне массы догорающих остатков без учета возможности его модернизации в направлении увеличения объемного заполнения, например, за счет уменьшения диаметров каналов.
В отличие от прототипа в предлагаемом заряде радиусы скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей (r) составляют 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда (elr), длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу (lr), - 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка (elx), а в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл) с углом конусности α1 = 25-35o и длиной (0,015-0,03)L, участок с углом конусности α2 = 3-8o и длиной (0,02-0,04)L, а также участок с углом конусности α3 = 10-20o и длиной (0,015-0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение объемного заполнения и надежности функционирования заряда при эксплуатации в широком температурном диапазоне.
Указанный технический результат достигается тем, что в заряде, содержащем головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, радиусы скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей (r) составляют 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда (elr), длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу (lк), - 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка, а в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл) с углом конусности α1 = 25-35o и длиной (0,015-0,03)L, участок с углом конусности α2 = 3-8o и длиной (0,02-0,04)L, а также участок с углом конусности α3 = 10-20o и длиной (0,015-0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между узлами заряда позволяют, в частности, за счет выполнения:
- радиусов скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей (r), составляющих 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда (elr), обеспечить допустимый уровень локальных напряжений в наиболее напряженной части заряда при крайних отрицательных температурах применения. При уменьшении радиусов скруглений ниже 0,08elr для зарядов из существующих топлив напряжения превосходят допустимый уровень, что приводит к образованию трещин в заряде и его разрушению. При увеличении радиуса свыше 0,15elr возрастает доля догорающих остатков головного полузаряда, что вызывает неприемлемый разброс энергетических характеристик;
- консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу, с длиной 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка (elx) обеспечить отсутствие при крайних положительных температурах применения уменьшения ("обжатия") канала хвостового полузаряда за счет радиального перепада давления между наружной поверхностью консольного участка и каналом хвостового полузаряда. При увеличении длины консольного участка свыше 1,5 толщин горящего свода у начала участка (elx) деформация консольного участка при существующем уровне физико-механических характеристик топлив приводит к недопустимому уменьшению диаметра канала на выходе из хвостового полузаряда, что вызывает нерасчетный рост перепада давления по длине полузаряда и его разрушение. При уменьшении длины консольного участка менее 0,6elx увеличение объемного заполнения становится несущественным;
- в области переднего торца хвостового полузаряда осесимметричной сужающейся по направлению к сопловому торцу выемки, включающей последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл) с углом конусности α1 = 25-35o и длиной (0,015-0,03)L, участок с углом конусности α2 = 3-8o и длиной (0,02-0,04)L, а также участок с углом конусности α3 = 10-20o и длиной (0,015-0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда, обеспечить при крайних положительных температурах заряда отсутствие деформации переднего торца хвостового полузаряда под действием струи, вытекающей из канала головного полузаряда. Вследствие этого исключается местное сужение полузаряда у переднего торца, вызывающее рост давления в канале головного полузаряда и его разрушение. Выполнение конического участка с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл), и углом конусности α1 = 25-35o с длиной (0,015-0,03)L позволяет резко снизить силовое воздействие газовой струи, вытекающей из канала головного полузаряда, на передний торец хвостового полузаряда. При увеличении угла α1 более 35o и уменьшении длины участка менее 0,015L недопустимо увеличивается силовое воздействие газовой струи на торец хвостового полузаряда, при уменьшении угла α1 менее 25o и увеличении длины участка свыше 0,03L - нерационально уменьшается коэффициент объемного заполнения. Наличием конического участка с углом конусности α2 = 3-8o и длиной (0,02-0,04)L достигается необходимый закон распределения скорости и давления потока на участке канала хвостового полузаряда в области переднего торца, подвергающейся деформации. При увеличении угла конусности участка α2 более 8o и его длины свыше 0,04L нагрузка на торец заряда и его деформация превышают допустимые значения. С сокращением длины участка менее 0,02L длины канала хвостового полузаряда и угла α2 менее 3o величина усилия, действующего со стороны канала на область хвостового полузаряда у переднего торца, падает ниже допустимых величин. При увеличении угла конусности и длины участка с углом конусности α3 = 10-20o и длиной (0,015-0,03)L более 20o и свыше 0,03L увеличивается сила, деформирующая хвостовой полузаряд у переднего торца, уменьшение указанного угла менее 10o и его длины менее 0,015L нерационально из-за снижения массы заряда.
Сущность предложенного изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид предложенного заряда с частичным поперечным разрезом.
Предлагаемый заряд содержит головной полузаряд 1 со звездообразным каналом 2, хвостовой полузаряд 3 с цилиндрическим каналом 4, осесимметричной выемкой 5 и консольным участком 6, корпус 7, защитно-крепящий слой 8, торцевые манжеты 9, цилиндрические участки лучей 10, боковые участки лучей 11. Осесимметричная выемка включает конические участки 12, 13, 14.
Предложенное выполнение заряда позволило на 8-10% увеличить коэффициент объемного заполнения при сохранении значений величин разбросов выходных характеристик и критериев надежности в заданном диапазоне применения.
Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом. После зажжения головного 1 и хвостового 3 полузарядов продукты сгорания головного полузаряда 1 движутся по звездообразному каналу 2 в направлении хвостового полузаряда 3, втекают в выемку 5 канала 4 и совместно с продуктами сгорания хвостового полузаряда 3 истекают через сопловой срез консольного участка 6
Полученный положительный эффект подтвержден в ходе стендовых испытаний зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением, а также при летных испытаниях ракет РСЗО с предлагаемым зарядом.
Формула изобретения: Заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, защитно-крепящий слой, торцевые манжеты, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, отличающийся тем, что в нем радиусы скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей составляют 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда, длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу, - 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка, а в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром (Dmax) на переднем торце хвостового полузаряда, равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда с углом конусности 25-35o и длиной (0,015-0,03)L, участок с углом конусности 3-8o и длиной (0,02-0,04)L, а также участок с углом конусности 10-20o и длиной (0,015-0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда.