RU2282741C1 - Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты - Google Patents
Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2282741C1 RU2282741C1 RU2005100547/06A RU2005100547A RU2282741C1 RU 2282741 C1 RU2282741 C1 RU 2282741C1 RU 2005100547/06 A RU2005100547/06 A RU 2005100547/06A RU 2005100547 A RU2005100547 A RU 2005100547A RU 2282741 C1 RU2282741 C1 RU 2282741C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- fuel
- blind
- central channel
- channel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты включает топливную шашку, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности ацетилцеллюлозным бронесоставом. Поверх бронесостава нанесен экранирующий поверхностный пленочный слой на основе синтетического клея. Со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки. Непосредственно на переднем торце выполнен глухой центральный канал, оканчивающийся полусферой радиусом, равным диаметру глухого центрального канала, деленного на два. Размеры канала и конической проточки удовлетворяют защищаемым настоящим изобретением соотношениям. Профиль заднего торца топливной шашки выполнен сферическим с радиусом, равным длине топливной шашки плюс диаметр глухого центрального канала, деленный на два минус глубина глухого центрального канала. Центр указанной сферы совпадает с центром полусферы глухого канала. Изобретение позволяет создать заряд твердого ракетного топлива, обеспечивающий два режима тяги ракетного двигателя - разгонный и маршевый с мягким переходным периодом между ними, с низким дымообразованием и близким к минимуму дегрессивным остатком в конце горения заряда. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива, в первую очередь с разгонно-маршевым ракетным двигателем управляемых ракет.
Разгонно-маршевые ракетные двигатели применяются, как правило, в малогабаритных управляемых ракетах типа ПТУР (противотанковая управляемая ракета), МЗУР (малогабаритная зенитная управляемая ракета), запуск которых осуществляется из контейнеров (пусковых труб). В связи с жесткими габаритными ограничениями к пусковым устройствам, стартовым двигателям ПТУР и МЗУР не удается обеспечить при вылете ракеты из пусковой трубы достаточной начальной скорости для обеспечения нормального полета ракеты. В этом случае требуется, с целью исключения существенного "проседания" ракеты и предотвращения ее касания с грунтом, резкое нарастание скорости полета. Для решения указанной задачи не подходят маршевые заряды (фиг.1) традиционной тяговооруженности с нейтральной кривой "тяга-время" (фиг.2). По ряду технических причин неприемлемы и заряды прогрессивного горения (фиг.3) с прогрессивной кривой "тяга-время" (фиг.4), а также применение многоблочных зарядов, двухкамерных двигателей, которым присущи такие недостатки, как сложность конструкций, нетехнологичность в изготовлении, высокая стоимость, высокое дымообразование.
Оптимальным в данном случае является заряд-моноблок, обеспечивающий двухрежимный процесс работы ракетного двигателя - разгонный и маршевый (фиг.5, фиг.6). При этом, как показали практические исследования, для определенных ракетных систем и марок твердого ракетного топлива желателен "мягкий" переходный участок от разгонного режима к маршевому режиму работы заряда (фиг.7). Это позволяет обеспечить как устойчивость полета ракеты на траектории, так и надежный переход горения топлива со сверхскоростного режима (на высоких давлениях разгонного режима Рразг) к низкоскоростному режиму горения (на малых давлениях маршевого режима Рмарш) с исключением затухания заряда за счет резкого перепада давления (фиг.8).
Аналогами патентуемого технического решения являются заряды по пат. RU 2217458, RU 2164616, RU 2179989.
За прототип патентуемой конструкции принята конструкция заряда по патенту RU 2164616 от 27.03.01 г.
Достоинством прототипа является простота конструкции, высокая технологичность в изготовлении и низкое дымообразование, обеспечивающее надежное наведение ракеты на цель.
Недостаток прототипа - отсутствие возможности реализации разгонного режима работы заряда.
Технической задачей изобретения является разработка заряда-моноблока твердого ракетного топлива, обеспечивающего два режима тяги ракетного двигателя - разгонный и маршевый (с мягким переходным периодом между ними) - с низким дымообразованием и близким к минимуму дегрессивным остатком в конце горения заряда.
Технический результат изобретения заключается в том, что заряд выполнен в виде топливной шашки, бронированной по заднему торцу и боковой поверхности ацетилцеллюлозным бронесоставом, поверх которого нанесен экранирующий поверхностный пленочный слой на основе синтетического клея. При этом со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки. Непосредственно на переднем торце выполнен глухой центральный канал, оканчивающийся полусферой радиусом d/2, где d - радиус глухого канала. Размеры глухого канала, конической проточки выполняют с учетом соотношений
l=l1=(0,15...0,20)L, d=0,06...0,1D, D1=0,85...0,95D, r=d/2,
где
l - глубина глухого центрального канала;
l1 - длина конической проточки по оси канала;
L - длина топливной шашки;
d - диаметр глухого центрального канала;
D - диаметр топливной шашки;
D1 - диаметр топливной шашки со стороны небронированного переднего торца;
r - радиус округления полусферы глухого центрального канала.
При этом профиль заднего торца топливной шашки выполнен сферическим с радиусом R=L+d/2-l, а центр задней сферы заряда совпадает с центром сферы глухого канала.
Со стороны переднего торца выполнена кольцевая осесимметричная проточка, а экранирующий пленочный слой выполняют из клея "Лейконат".
Сущность изобретения заключается в оптимальном выборе соотношений геометрических размеров заряда ТРТ, а именно глубины глухого центрального канала (l), длины конической проточки (l1), диаметра топливной шашки (d1) со стороны небронированного торца и др., в зависимости от длины (L) топливной шашки и ее диаметра (D).
Соотношения l=l1, l=(0,15...0,20)L позволяют обеспечить близкий к минимуму дегрессивный остаток в конце горения заряда при "мягком" переходном режиме между разгонным и маршевыми участками работы двигателя. При l≠l1, а также при l>0,2L либо l<0,15L дегрессивный остаток топлива увеличивается, а "мягкий" переходный режим (фиг.7) смещается в сторону более "жесткого" (фиг.8).
Выполнение соотношения (0,06...0,10)D позволяет, с одной стороны (нижний предел 0,06D), обеспечить эффективное воспламенение поверхности заряда в глухом канале, с другой стороны (верхний предел - 0,1D), обеспечить двухрежимную работу заряда в целом, в т.ч. с обеспечением близкого к минимуму дегрессивного остатка.
Диаметр шашки со стороны небронированного торца D1=(0,85...0,95)D обусловлен как необходимостью надежного зажжения заряда и вывода его на рабочий режим (верхний предел), так и недопустимостью существенного снижения (нижний предел) энергетики заряда (суммарного импульса тяги). При этом именно за счет наличия конической поверхности горения (6) достигается "мягкий" переходный режим (фиг.7) с разгонного на маршевый участки работы РДТТ. При цилиндрических горящих поверхностях (6) реализуется "жесткий" переходный режим, что может привести к загасанию топлива (фиг.8). Для уменьшения дегрессивного остатка топлива профиль заднего торца заряда выполнен по радиусу R=L+d/2-l, а центр указанной сферы совпадает с центром полусферы глухого канала (фиг.6).
В определенных случаях, например для тяжелых крупнокалиберных ПТУР, требуется дополнительное форсирование разгонного режима ракетного двигателя. Оптимальным решением, в данном случае, является выполнение на переднем торце заряда кольцевой осесимметричной неглубокой проточки, быстро вырождающейся в процессе горения и обеспечивающей форсирование разгонного режима и практическое отсутствие влияния на расчетный маршевый режим работы двигателя.
Таким образом, при приведенных в настоящем патенте соотношениях геометрических размеров заряда, что является его существенными отличительными признаками от аналогов и прототипа, обеспечивается
- устойчивый разгонно-маршевый режим работы ракетного двигателя;
- близкие к минимуму дегрессивные остатки топлива в конце горения заряда;
- требования по энергетике заряда;
- высокая технологичность изготовления заряда.
При этом за счет выполнения бронирования заряда ацетилцеллюлозным бронесоставом, поверх которого нанесен экранирующий пленочный слой на основе синтетического клея "Лейконат", обеспечивается низкое дымообразование заряда.
Патентуемый заряд реализован в виде шашки-моноблока из высококалорийного малодымного баллиститного топлива, бронированного по боковой поверхности и торцу ацетилцеллюлозным термопластичным бронесоставом методом литья под давлением на термопластавтомате. Поверх бронесостава нанесен экранирующий пленочный слой синтетического клея "Лейконат". Габариты заряда: длина 345 мм, наружный диаметр 145 мм, масса заряда 8,0 кг.
Заряд работает следующим образом. После подачи импульса на пиропатрон срабатывает воспламенитель заряда, продукты сгорания которого поджигают небронированные поверхности топливной шашки. При этом в силу гомогенности (однородности) твердых ракетных топлив горение последних происходит параллельными слоями, в общем случае по эквидистантным поверхностям, а именно (фиг.5.):
- торцевая поверхность горит по плоским эквидистантным поверхностям (8);
- цилиндрическая поверхность глухого канала по цилиндрическим эквидистантным поверхностям (7);
- оголенный конический участок боковой поверхности по коническим эквидистантным поверхностям (6);
- сферическая оконечность глухого канала по сферическим эквидистантным поверхностям (4);
- поверхность (5) - по тороидальным эквидистантным поверхностям (5).
Как видно из фиг.5 к концу горения поверхности (5), (6), (7), (8) практически вырождаются, а горение заряда завершается догоранием сферической поверхности (4), что и позволяет практически исключить дегрессивный остаток, выполнив задний торец заряда по радиусу R=L-l+d/2.
При горении поверхности заряда образуются высокотемпературные газы, истечение которых через сопловой блок ракетного двигателя позволяет реализовать требуемую зависимость "тяга-время".
Патентуемый заряд выдержал огневые стендовые испытания в составе ракетного двигателя с реализацией разгонно-маршевого режима работы.
В процессе испытания подтвержден низкий уровень дымообразования заряда, позволяющий обеспечить надежное сопровождение и уничтожение ракетой цели.
Положительный эффект изобретения - повышение эффективности зарядов твердого ракетного топлива и укомплектованных ими ракет, простота и технологичность изготовления конструкции 2-режимного заряда при минимальном дегрессивном остатке топлива.
Изобретение иллюстрируется чертежами:
Фиг.1. Конструкция заряда-прототипа в обстановке ракетного двигателя:
1 - топливная шашка;
2 - бронесостав (бронепокрытие);
3 - поверхностное пленочное экранирующее покрытие.
Фиг.2. Характерные зависимости для прототипа "тяга-время", "давление-время":
R - тяга, Р - давление, t - время.
Фиг.3. Конструкция заряда-аналога в обстановке ракетного двигателя:
1 - топливная шашка;
2 - бронесостав (бронепокрытие).
Фиг.4. Характерные зависимости для аналога "тяга-время", "давление-время":
R - тяга, Р - давление, t - время.
Фиг.5. Конструкция патентуемого заряда в обстановке ракетного двигателя:
1 - топливная шашка;
2 - бронесостав (бронепокрытие);
3 - поверхностное пленочное экранирующее покрытие;
4 - сферическая эквидистантная поверхность горения;
5 - тороидальная эквидистантная поверхность горения;
6 - коническая эквидистантная поверхность горения;
7 - цилиндрическая эквидистантная поверхность горения;
8 - плоская эквидистантная поверхность горения.
Фиг.6. Конструкция патентуемого заряда с указанием характерных размеров:
1 - топливная шашка;
2 - бронесостав (бронепокрытие);
3 - поверхностное пленочное экранирующее покрытие;
l - длина глухого центрального канала;
l1 - длина конической проточки по оси заряда;
L - длина топливной шашки;
D - диаметр топливной шашки;
D1 - диаметр топливной шашки со стороны небронированного переднего торца;
r - радиус полусферы скругления в оконечности глухого канала;
R - радиус сферы заднего торца топливной шашки.
Фиг.7. Характерные зависимости для патентуемого заряда "тяга-время", "давление-время" с "мягким" переходным участком:
R - тяга, Р - давление, t - время.
Фиг.8. Характерная зависимость "давление-время" для случая "жесткого" переходного участка (отсутствие конической проточки на переднем торце заряда):
Р - давление, t - время, Рраз - давление разгонного режима, Рмар - давление маршевого режима.
Пунктиром показан расчетный характер зависимости "давление-время" при условии отсутствия загасания топлива.
Claims (3)
1. Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты, включающий топливную шашку, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности ацетилцеллюлозным бронесоставом, поверх которого нанесен экранирующий поверхностный пленочный слой на основе синтетического клея, отличающийся тем, что со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки, а непосредственно на переднем торце выполнен глухой центральный канал, оканчивающийся полусферой радиусом d/2, причем размеры канала и конической проточки удовлетворяют соотношениям; l=l1=0,15...0,20L; d=0,06...0,1D; D1=0,85...0,95D; r=d/2, где
l - глубина глухого центрального канала;
l1 - длина конической проточки по оси заряда;
L - длина топливной шашки;
d - диаметр глухого центрального канала;
D - диаметр топливной шашки;
D1 - диаметр топливной шашки со стороны небронированного переднего торца;
r - радиус скругления полусферы глухого центрального канала,
при этом профиль заднего торца топливной шашки выполнен сферическим с радиусом R=L+d/2-l, а центр указанной сферы совпадает с центром полусферы глухого канала.
2. Заряд твердого ракетного топлива по п.1, отличающийся тем, что со стороны переднего небронированного торца заряда выполнена кольцевая осесимметричная проточка.
3. Заряд твердого ракетного топлива по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что экранирующий поверхностный пленочный слой выполнен из клея «Лейконат».
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005100547/06A RU2282741C1 (ru) | 2005-01-11 | 2005-01-11 | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005100547/06A RU2282741C1 (ru) | 2005-01-11 | 2005-01-11 | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005100547A RU2005100547A (ru) | 2006-06-20 |
RU2282741C1 true RU2282741C1 (ru) | 2006-08-27 |
Family
ID=36713888
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005100547/06A RU2282741C1 (ru) | 2005-01-11 | 2005-01-11 | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2282741C1 (ru) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2459969C1 (ru) * | 2011-04-01 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты |
RU2490499C1 (ru) * | 2012-04-09 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого ракетного топлива |
RU2497006C1 (ru) * | 2012-06-26 | 2013-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты |
RU2499905C1 (ru) * | 2012-04-09 | 2013-11-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого ракетного топлива |
RU2603221C1 (ru) * | 2015-11-03 | 2016-11-27 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Способ ускорения летающего устройства |
CN111075606A (zh) * | 2019-12-27 | 2020-04-28 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构及火箭发动机 |
RU2809309C1 (ru) * | 2023-03-09 | 2023-12-11 | Общество с ограниченной ответственностью "ГАЗПРОМ ТРАНСГАЗ НИЖНИЙ НОВГОРОД" | Способ вибродиагностики технического состояния газоперекачивающего агрегата |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114856858B (zh) * | 2022-03-02 | 2024-02-06 | 武汉高德红外股份有限公司 | 一种固体火箭发动机装药药柱结构及固体火箭发动机 |
-
2005
- 2005-01-11 RU RU2005100547/06A patent/RU2282741C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2459969C1 (ru) * | 2011-04-01 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты |
RU2490499C1 (ru) * | 2012-04-09 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого ракетного топлива |
RU2499905C1 (ru) * | 2012-04-09 | 2013-11-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого ракетного топлива |
RU2497006C1 (ru) * | 2012-06-26 | 2013-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты |
RU2603221C1 (ru) * | 2015-11-03 | 2016-11-27 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Способ ускорения летающего устройства |
CN111075606A (zh) * | 2019-12-27 | 2020-04-28 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构及火箭发动机 |
CN111075606B (zh) * | 2019-12-27 | 2021-03-02 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构及火箭发动机 |
RU2809309C1 (ru) * | 2023-03-09 | 2023-12-11 | Общество с ограниченной ответственностью "ГАЗПРОМ ТРАНСГАЗ НИЖНИЙ НОВГОРОД" | Способ вибродиагностики технического состояния газоперекачивающего агрегата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2005100547A (ru) | 2006-06-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2282741C1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты | |
US9823053B1 (en) | Solid-fuel ramjet ammunition | |
US2884859A (en) | Rocket projectile | |
US2924174A (en) | Combustible pre-spin turbine for spinner rockets | |
US7395762B2 (en) | Projectile for rapid fire gun | |
US3348484A (en) | Flame cartridge | |
RU2461728C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2422663C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
CN113624079B (zh) | 用于大口径炮膛内多点点火的电点火装置及其组装方法 | |
RU2133864C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2298110C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
KR102041829B1 (ko) | 분할 기폭을 위한 안전 노즐 구조체 및 이를 이용한 로켓탄, 이를 이용한 수류탄, 이를 이용한 다목적탄 | |
RU2690472C1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива для стартовых реактивных двигателей | |
EP1337750B1 (en) | Method and device for a multiple step rocket | |
RU2459969C1 (ru) | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты | |
US20220299303A1 (en) | Ammunition cartridge | |
RU2351788C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, воспламенитель твердотопливного заряда и сопловой блок ракетного двигателя | |
RU2378525C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
KR102269204B1 (ko) | 램제트 기관을 구비하는 발사체 | |
RU2783054C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе | |
RU2333379C1 (ru) | Двигательная установка безоткатного орудия | |
RU2358231C2 (ru) | Способ запуска управляемого реактивного снаряда и управляемый реактивный снаряд для его реализации | |
RU2268385C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
RU2711208C1 (ru) | Активно-реактивный снаряд с ракетно-прямоточным двигателем для орудий с нарезным стволом | |
RU2212556C1 (ru) | Заряд ракетного твёрдого топлива |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20141204 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200112 |