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

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Двигатель предназначен для использования в ракетной технике. Он содержит бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, уплотнение, образующее застойную зону, газодинамически сообщенную с камерой сгорания. При этом площадь поперечного сечения кольцевого зазора выполнена с увеличением в сторону уплотнения. Площадь поперечного сечения на входе в кольцевой зазор (Fвх) определяется из соотношения Fвх < Fкр, где Fкр - площадь критического сечения двигателя. Конструкция двигателя позволяет избежать прогаров и уноса бронепокрытия с заряда, уменьшить толщины бронепокрытия и теплоизоляции внутренней поверхности камеры сгорания, а следовательно, уменьшить дымообразование на начальном участке работы двигателя и повысить коэффициент заполнения камеры сгорания зарядом. 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: 2138670
Класс(ы) патента: F02K9/08
Номер заявки: 97121660/06
Дата подачи заявки: 30.12.1997
Дата публикации: 27.09.1999
Заявитель(и): Конструкторское бюро приборостроения
Автор(ы): Андреев В.А.; Глухарев Н.Н.; Корнеичев В.В.; Палайчев А.А.
Патентообладатель(и): Конструкторское бюро приборостроения
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) с вкладным бронированным пороховым зарядом.
Известен РДТТ, содержащий камеру сгорания с вкладным бронированным зарядом, описанный в [1]. К недостаткам такой конструкции относится возможное нарушение целостности бронепокрытия заряда и стенок камеры сгорания в процессе работы РДТТ вследствие сквозного течения пороховых газов в зазоре между внутренней стенкой камеры сгорания и бронированной поверхностью заряда, и как следствие - аномальная работа РДТТ (его разрушение).
Указанный недостаток частично устраняется в конструкции РДТТ, описанной в [2]. РДТТ содержит бронированный по наружной поверхности заряд, установленный в камере сгорания с кольцевым зазором, имеющим постоянную площадь поперечного сечения по всей длине, уплотнение, выполненное в кольцевом зазоре и образующее застойную зону. Застойная зона на входе газодинамически сообщена с камерой сгорания, а уплотнение препятствует перетеканию газа через кольцевой зазор.
Однако при срабатывании РДТТ газы, имеющие высокую температуру и скорость, при заполнении кольцевого зазора с постоянной площадью поперечного сечения будут не только прогревать, но и частично размывать бронепокрытие практически на всей длине застойной зоны, что может ухудшить управление ракетой в полете из- за повышенной задымленности трассы. При этом чем больше длина застойной зоны, тем интенсивнее воздействие газов не только на бронепокрытие, но и стенки камеры сгорания. Увеличение толщины бронепокрытия заряда, а также теплозащитного покрытия внутренней поверхности камеры сгорания проблемы не разрешает, однако уменьшает коэффициент заполнения камеры сгорания зарядом и увеличивает пассивную массу двигателя, а соответственно и ракеты.
Целью настоящего изобретения является уменьшение дымообразования на начальном участке работы РДТТ и повышение коэффициента заполнения камеры сгорания зарядом.
Указанная цель достигается тем, что в РДТТ, содержащем бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, уплотнение, выполненное в кольцевом зазоре и образующее застойную зону, газодинамически сообщенную на входе с камерой сгорания, площадь поперечного сечения кольцевого зазора выполнена с увеличением в сторону уплотнения, причем площадь поперечного сечения на входе в кольцевой зазор Fвх определяется из соотношения Fвх > Fкр, где Fкр= (πd2кр)/4 - площадь критического сечения двигателя (сопла); dкр - диаметр критического сечения двигателя (сопла).
РДТТ, представленный на чертеже, содержит бронированный по наружной поверхности заряд 1, установленный с кольцевым зазором 2 в камеру сгорания 3, площадь поперечного сечения которого увеличивается в сторону уплотнения 4. Уплотнение 4 образует застойную зону, газодинамически сообщенную на входе 5 с камерой сгорания 3.
РДТТ работает следующим образом. При срабатывании РДТТ газы от воспламенителя и заряда 1 устремляются в кольцевой зазор 2. Из теории газодинамики известно, что, во-первых, при расширении газа его скорость и температура уменьшаются, во-вторых, наиболее теплонапряженный участок двигателя создается в его критическом сечении (в критическом сечении сопла), где образуются максимальная температура и теплопоток, а также критическая (местная) скорость звука (см. В. В. Рожков. Ракетные двигатели твердого топлива. - М.: Воениздат, 1963, стр. 46, рис. 18). Поэтому выполнение кольцевого зазора 2 с увеличивающейся площадью поперечного сечения в сторону уплотнения 4, а также условие, чтобы площадь поперечного сечения на входе 5 (Fвх) в кольцевой зазор 2 была больше площади критического сечения двигателя (Fкр) (т.е. параметры газа в нем были докритическими), позволяют избежать прогаров и унос бронепокрытия с заряда 1, уменьшить толщины бронепокрытия и теплоизоляции внутренней поверхности камеры сгорания 3, а следовательно, уменьшить дымообразование на начальном участке работы РДТТ и повысить коэффициент заполнения камеры сгорания 3 зарядом 1.
Источники информации
1. Рожков В. В. Ракетные двигатели твердого топлива. - М.: Воениздат, 1963, с. 30, рис. 9.
2. Патент ФРГ N 2442082, F 02 K, 1976.
Формула изобретения: Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, уплотнение, образующее застойную зону, газодинамически сообщенную с камерой сгорания, отличающийся тем, что площадь поперечного сечения кольцевого зазора выполнена с увеличением в сторону уплотнения, причем площадь поперечного сечения на входе в кольцевой зазор (Fвх) определяется из соотношения Fвх > Fкр, где Fкр= (πd2кр)/4 - площадь критического сечения двигателя (сопла), dкр - диаметр критического сечения двигателя (сопла).