RU2322603C1 - Заряд ракетного твердого топлива - Google Patents
Заряд ракетного твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2322603C1 RU2322603C1 RU2007111791/06A RU2007111791A RU2322603C1 RU 2322603 C1 RU2322603 C1 RU 2322603C1 RU 2007111791/06 A RU2007111791/06 A RU 2007111791/06A RU 2007111791 A RU2007111791 A RU 2007111791A RU 2322603 C1 RU2322603 C1 RU 2322603C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- tail
- protective
- head
- semicharge
- Prior art date
Links
Landscapes
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. Заряд ракетного топлива содержит корпус, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, торцевые манжеты и защитно-крепящий слой. Хвостовой полузаряд выполнен с начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении сопловой торцевой манжеты с хвостовым полузарядом. Головной полузаряд выполнен с максимальной начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении данной манжеты с головным полузарядом. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования заряда с высоким объемным заполнением за счет снижения температурного режима корпуса ракетного двигателя. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) и предназначено для использования в РДТТ с высокими энергетическими характеристиками снарядов систем залпового огня.
Повышение энергетических характеристик РДТТ связано с применением скрепленных зарядов из твердого топлива с высоким коэффициентом заполнения.
Известен заряд ракетного твердого топлива, содержащий последовательно расположенные топливные секции, диаметр канала которых увеличивается к соплу, скрепленные с корпусом РДТТ (см., например А.А.Шишков и др. Рабочие процессы в РДТТ. - М., Машиностроение, 1989, с.82), принятый за аналог.
Задачей данного технического решения явилось достижение высокого значения коэффициента объемного заполнения.
Общими признаками с предлагаемым зарядом является наличие корпуса и последовательно расположенных секций, горящих по каналам и торцам.
Однако подобную конструкцию заряда отличает ввиду существенного различия толщин горящего свода секций большая величина остатков заряда, догорающих при пониженном давлении в конце работы РДТТ, а также значительное изменение давления в РДТТ, что приводит к недопустимому разбросу энергетических характеристик.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является заряд по патенту №2145674, F02K 9/18, принятый за прототип. Он содержит корпус, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, торцевые манжеты и защитно-крепящий слой.
Принятый за прототип заряд функционирует следующим образом. После зажжения заряда происходит его горение по торцам головного и хвостового полузарядов, звездообразному каналу головного полузаряда и цилиндрическому каналу хвостового полузаряда, что обеспечивает практически постоянную поверхность горения. В области торцов хвостового и головного полузарядов горение сводов происходит в радиальном и осевом направлении (со стороны торцов). Однако при создании зарядов с высоким коэффициентом заполнения (в том числе за счет минимизации толщины защитно-крепящего слоя) были обнаружены существенные недостатки данной конструкции. При горении полузарядов в случае, если начальная толщина горящего свода хвостового полузаряда в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем будет превышать длину зоны контакта в осевом продольном сечении указанной манжеты с хвостовым полузарядом, фронт горения выходит на поверхность тонкослойного защитно-крепящего слоя со стороны сопловой манжеты. При этом поверхность горения полузарядов, следовательно, и давление в РДТТ, близки к максимальным значениям, что обусловливает высокий уровень тепловых потоков от продуктов сгорания к защитно-крепящему слою, толщина которого для современных РДТТ с высоким коэффициентом заполнения не превышает долей миллиметра, что, как показывает опыт отработки, приводит к прогару корпуса в указанном сечении. Аналогичная картина наблюдается и при горении головного полузаряда в области торца, обращенного к хвостовому полузаряду.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции заряда, обеспечивающего практически постоянную поверхность горения и давление в РДТТ.
Общими признаками с предлагаемым авторами устройством является наличие в заряде корпуса, головного полузаряда со звездообразным каналом, хвостового полузаряда с цилиндрическим каналом, торцевых манжет и защитно-крепящего слоя.
В отличие от прототипа в предлагаемом заряде хвостовой полузаряд выполнен с начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении сопловой торцевой манжеты с хвостовым полузарядом, а головной полузаряд выполнен с максимальной начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду, с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении данной манжеты с головным полузарядом.
Именно 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 охраны, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования заряда с высоким объемным заполнением.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном заряде, содержащем корпус, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, торцевые манжеты и защитно-крепящий слой, особенность заключается в том, что в нем хвостовой полузаряд выполнен с начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении сопловой торцевой манжеты с хвостовым полузарядом, а головной полузаряд выполнен с максимальной начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду, с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении данной манжеты с головным полузарядом.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет
- выполнения хвостового полузаряда с начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении сопловой торцевой манжеты с хвостовым полузарядом, обеспечить выход фронта горения хвостового полузаряда в области соплового торца на поверхность защитно-крепящего слоя в радиальном направлении при малых толщинах догорающего свода хвостового полузаряда, чем достигается минимизация времени воздействия продуктов сгорания на тонкослойное защитно-крепящее покрытие. При увеличении начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем свыше 0,99, возникает вероятность выхода фронта горения на защитно-крепящий слой со стороны сопловой манжеты из-за разброса теплофизических характеристик материалов и технологических допусков. При уменьшении начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем ниже 0,85, нерационально уменьшается плотность заполнения, поскольку в этом случае часть объема занимает не топливо, а сопловая манжета;
- выполнения головного полузаряда с максимальной начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду, с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении данной манжеты с головным полузарядом обеспечивать выход фронта горения головного полузаряда в области соплового торца на поверхность защитно-крепящего слоя в радиальном направлении при незначительных толщинах догорающего свода головного полузаряда, что минимизирует время воздействия продуктов сгорания на защитно-крепящее покрытие головного полузаряда. При увеличении максимальной начальной толщины горящего свода головного полузаряда в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду, с защитно-крепящим слоем, свыше 0,99, появляется вероятность выхода фронта горения на защитно-крепящий слой со стороны торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду, в силу наличия разброса характеристик материала манжеты, защитно-крепящего слоя и топлива, а также технологических допусков. При уменьшении максимальной начальной толщины горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду, с защитно-крепящим слоем, ниже 0,85, также нерационально уменьшается плотность заполнения.
Сущность изобретения заключается в том, что в заряде ракетного топлива, содержащем корпус, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, торцевые манжеты и защитно-крепящий слой, хвостовой полузаряд выполнен с начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении сопловой торцевой манжеты с хвостовым полузарядом, а головной полузаряд выполнен с максимальной начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду, с защитно-крепящем слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении данной манжеты с головным полузарядом.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен предлагаемый заряд с частичным вырезом.
Предлагаемый заряд содержит корпус 1, защитно-крепящий слой 2, головной полузаряд со звездообразным каналом 3, хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом 4, торцевую манжету головного полузаряда 5, торцевую манжету хвостового полузаряда 6. Хвостовой полузаряд 4 выполнен с начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты 6 с защитно-крепящим слоем 2, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении сопловой торцевой манжеты 6 с хвостовым полузарядом 4, а головной полузаряд 3 выполнен с максимальной начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты 5, обращенной к хвостовому полузаряду 4, с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении данной манжеты с головным полузарядом 3.
Предложенный заряд функционирует следующим образом.
После зажжения головного полузаряда 3 и хвостового полузаряда 4 хвостовой полузаряд 4 в области торцевой манжеты 6 горит в радиальном направлении и по сопловому торцу. За счет предложенного выполнения хвостового полузаряда 4 обеспечивается выход фронта горения хвостового полузаряда 4 в области соплового торца на поверхность защитно-крепящего слоя 2 в радиальном направлении при малых толщинах догорающего свода хвостового полузаряда 4, чем достигается минимизация времени воздействия продуктов сгорания на тонкослойное защитно-крепящее покрытие 2, что исключает прогар корпуса 1. За счет предлагаемого выполнения головного полузаряда 3 обеспечивается выход фронта горения головного полузаряда 3 в области соплового торца на поверхность защитно-крепящего слоя в радиальном направлении при незначительных толщинах догорающего свода головного полузаряда 3, что минимизирует время воздействия продуктов сгорания на защитно-крепящее покрытие 2 головного полузаряда 3.
Выполнение заряда твердого топлива в соответствии с изобретением позволило повысить надежность функционирования зарядов с высоким объемным заполнением за счет резкого снижения температурного режима корпуса согласно результатам огневых стендовых испытаний и летных испытаний в составе ракет.
Изобретение может быть использовано при разработке зарядов твердого топлива для ракетных двигателей ракет различных классов, в том числе ракет реактивных систем залпового огня.
Указанный положительный эффект подтверждается огневыми стендовыми и летными испытаниями зарядов, выполненных в соответствии с изобретением, в составе двигателей ракет.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены испытания зарядов, налажено серийное производство.
Claims (1)
- Заряд ракетного топлива, содержащий корпус, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, торцевые манжеты и защитно-крепящий слой, отличающийся тем, что в нем хвостовой полузаряд выполнен с начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85-0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении сопловой торцевой манжеты с хвостовым полузарядом, а головной полузаряд выполнен с максимальной начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду, с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85-0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении данной манжеты с головным полузарядом.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007111791/06A RU2322603C1 (ru) | 2007-04-02 | 2007-04-02 | Заряд ракетного твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007111791/06A RU2322603C1 (ru) | 2007-04-02 | 2007-04-02 | Заряд ракетного твердого топлива |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2322603C1 true RU2322603C1 (ru) | 2008-04-20 |
Family
ID=39454075
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007111791/06A RU2322603C1 (ru) | 2007-04-02 | 2007-04-02 | Заряд ракетного твердого топлива |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2322603C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113390291A (zh) * | 2021-05-21 | 2021-09-14 | 上海新力动力设备研究所 | 一种燃气发生器前挡药板的bpn药片式多孔点火集成结构 |
-
2007
- 2007-04-02 RU RU2007111791/06A patent/RU2322603C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113390291A (zh) * | 2021-05-21 | 2021-09-14 | 上海新力动力设备研究所 | 一种燃气发生器前挡药板的bpn药片式多孔点火集成结构 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9823053B1 (en) | Solid-fuel ramjet ammunition | |
US3698321A (en) | Rocket assisted projectile | |
US11643997B2 (en) | Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors | |
KR101839193B1 (ko) | 다발형 추진제 고정장치 및 이의 제조방법 | |
RU2322603C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
JPH0442537B2 (ru) | ||
US3857239A (en) | Selectable-impulse solid propellant rocket motor | |
US4073213A (en) | Assembly for launching a projectile | |
US11067036B2 (en) | Combustor and jet engine having the same | |
KR20210019189A (ko) | 램제트 기관을 구비하는 발사체 | |
US6481198B1 (en) | Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter | |
IL106365A (en) | Ignition system for propelling charge | |
JP6620039B2 (ja) | ロケットモータ | |
RU2398125C1 (ru) | Бескорпусный двигатель (варианты) и способ его изготовления | |
US3011312A (en) | Propulsion system | |
RU2690472C1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива для стартовых реактивных двигателей | |
RU2125175C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
US11852104B2 (en) | Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors | |
RU2798046C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
US2850975A (en) | Acceleration pressurized bi-propellant liquid fuel rocket | |
RU2229617C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2715450C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель | |
RU2816347C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2391530C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
US3216193A (en) | Solid propellant burn area control |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090403 |