RU2498100C1 - Ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents
Ракетный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2498100C1 RU2498100C1 RU2012124618/06A RU2012124618A RU2498100C1 RU 2498100 C1 RU2498100 C1 RU 2498100C1 RU 2012124618/06 A RU2012124618/06 A RU 2012124618/06A RU 2012124618 A RU2012124618 A RU 2012124618A RU 2498100 C1 RU2498100 C1 RU 2498100C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- sleeve
- rocket engine
- engine
- glass
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан. Цилиндрическая часть стакана размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, а дно контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя. Кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиакриламида, наполненного нитроцеллюлозой в соотношении нитроцеллюлоза:полиакриламид - 2…3:1. В днище стакана выполнены отверстия для прохода газов из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу. Изобретение позволяет снизить воздействие теплового потока продуктов сгорания на корпус ракетного двигателя, а также повысить суммарный импульс тяги. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).
На практике широкое распространение получили РДТТ с вкладными зарядами всестороннего горения. В силу таких своих достоинств, как простота конструкции, технологичность в изготовлении, высокая тяговооруженность и др., они незаменимы в таких системах крупносерийного производства, как неуправляемые авиационные ракеты (НАР), реактивные системы залпового огня (РСЗО), стартовые ступени зенитных управляемых ракет (ЗУР) и др.
Однако существенные затруднения при обеспечении работоспособности таких двигателей вызывает необходимость нейтрализации мощного теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя. Это воздействие приводит к интенсивному конвективному теплообмену высокотемпературных продуктов сгорания ракетного топлива с корпусом двигателя. По опубликованным в технической литературе данным (Шапиро Я.М. и др. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. М., 1966 г., стр.185) доля конвективного теплообмена в таких двигателях составляет до 80% и более. Тепловой прогрев камеры сгорания ракетного двигателя приводит к резкому снижению несущей способности корпуса ракетного двигателя.
Известна конструкция РДТТ по патенту RU 2211356, заявка RU 2002101640 от 15.01.2002 г., МПК F02K 9/32, содержащая корпус с передним и задним днищами и размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности. Конструкция содержит стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, при этом дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем ракетного двигателя, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Указанная конструкция РДТТ принята авторами за прототип. Недостатком прототипа является выполнение стакана из несгораемого материала - металла, что увеличивает пассивный вес ракеты и снижает весовое совершенство ракетного двигателя.
Технической задачей патентуемого изобретения является повышение эффективности и надежности работы ракетного двигателя с вкладным зарядом всестороннего горения, уменьшение пассивной массы двигателя, повышение дальности стрельбы ракеты.
Указанная задача решается как путем уменьшения теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя, так и повышением суммарного импульса тяги ракетного двигателя в принятых габаритах.
Технический результат изобретения заключается в создании ракетного двигателя, содержащего корпус с сопловым блоком (сопло-блоком), передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд твердого ракетного топлива, горящий по наружной поверхности, и воспламенитель у переднего днища, а также стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, причем кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. При этом дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя и снабжено отверстиями для прохода газов (ПС) из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу, а стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиакриламида (ПАА), наполненного нитроцеллюлозой (НЦ) в соотношении НЦ: ПАА - 2…3:1.
Сущность изобретения заключается в выполнении стакана из сгораемого материала, содержащего ПАА и наполненного НЦ в указанных соотношениях, при этом уменьшение заявляемого соотношения менее чем 2:1 существенно снижает энергетические и баллистические характеристики сгораемого материала стакана, а увеличение указанного соотношения более чем 3:1 ухудшает технологические характеристики при термоформовании стакана.
В целом конструкция патентуемого ракетного двигателя позволяет обеспечить как достоинства прототипа (тепловая разгрузка корпуса), так и дополнительно повысить весовое совершенство ракетного двигателя (уменьшение пассивной массы). За счет повышения суммарного импульса тяги ракетного двигателя при сгорании стакана повышается дальность стрельбы ракеты.
Патентуемое изобретение поясняется графическими материалами:
Чертеж - патентуемая конструкция РДТТ, где:
1 - корпус двигателя;
2 - заряд;
3 - стакан из сгораемого материала;
4 - отверстия в стакане;
5 - пиропатрон;
6 - переднее днище двигателя;
7 - воспламенитель;
8 - герметизирующая прокладка;
9 - заднее днище двигателя - сопло-блок.
Ракетный двигатель работает следующим образом: при подаче импульса на пиропатрон (5), установленный в переднем днище (6), последний срабатывает. Продуктами сгорания пиропатрона поджигается навеска воспламенителя (7), продукты сгорания которой воспламеняют поверхность заряда (2). Образующиеся при сгорании заряда газы движутся вдоль канала заряда и в зазоре «стакан - заряд» истекая через отверстия (4) в стакане в сопло-блок (9), обеспечивая тягу ракетного двигателя. Часть газов заполняет загерметизированную прокладками (8) застойную зону между стаканом (3) и корпусом (1) двигателя. При этом, так как стакан (3) выполнен из сгораемого материала на основе НЦ и ПАА, происходит его закономерное выгорание до окончания времени горения заряда с обеспечением дополнительного импульса тяги РДТТ, а при полете ракеты реализуется уменьшение по сравнению с прототипом пассивной массы ракетного двигателя, что обеспечивает повышенную дальность стрельбы ракеты с патентуемой конструкцией РДТТ.
Claims (1)
- Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, при этом дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища, отличающийся тем, что стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиакриламида, наполненного нитроцеллюлозой в соотношении нитроцеллюлоза:полиакриламид - 2…3:1, при этом в днище стакана выполнены отверстия для прохода газов из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012124618/06A RU2498100C1 (ru) | 2012-06-14 | 2012-06-14 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012124618/06A RU2498100C1 (ru) | 2012-06-14 | 2012-06-14 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2498100C1 true RU2498100C1 (ru) | 2013-11-10 |
Family
ID=49683198
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012124618/06A RU2498100C1 (ru) | 2012-06-14 | 2012-06-14 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2498100C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1626080U (de) * | 1949-09-29 | 1951-07-26 | Huettenwerke Ruhrort Meiderich | Aus beton bestehende gleisschwelle. |
US4345427A (en) * | 1979-10-26 | 1982-08-24 | Thiokol Corporation | Rocket motor or gas generator having controlled thrust or mass flow output |
RU2211356C1 (ru) * | 2002-01-15 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2213242C2 (ru) * | 2001-12-26 | 2003-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Твердотопливный ракетный двигатель |
RU2312999C1 (ru) * | 2006-05-02 | 2007-12-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Пермский государственный технический университет" | Ракетный двигатель на твердом топливе |
RU2412369C1 (ru) * | 2009-10-05 | 2011-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) |
-
2012
- 2012-06-14 RU RU2012124618/06A patent/RU2498100C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1626080U (de) * | 1949-09-29 | 1951-07-26 | Huettenwerke Ruhrort Meiderich | Aus beton bestehende gleisschwelle. |
US4345427A (en) * | 1979-10-26 | 1982-08-24 | Thiokol Corporation | Rocket motor or gas generator having controlled thrust or mass flow output |
RU2213242C2 (ru) * | 2001-12-26 | 2003-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Твердотопливный ракетный двигатель |
RU2211356C1 (ru) * | 2002-01-15 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2312999C1 (ru) * | 2006-05-02 | 2007-12-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Пермский государственный технический университет" | Ракетный двигатель на твердом топливе |
RU2412369C1 (ru) * | 2009-10-05 | 2011-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107269424B (zh) | 一种固体火箭发动机二次点火结构 | |
RU2435979C1 (ru) | Двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2493533C1 (ru) | Активно-реактивный снаряд | |
RU2412369C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) | |
RU2383764C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2498100C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2493401C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2468237C1 (ru) | Твердотопливный газогенератор | |
RU2461728C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2443896C2 (ru) | Малогабаритный твердотопливный двигатель | |
RU2422663C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2133864C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2675983C1 (ru) | Двигатель кумулятивно-фугасного заряда | |
RU2211356C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2016132749A (ru) | Твёрдотопливный ракетный двигатель (варианты) | |
RU2339829C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2251628C1 (ru) | Импульсный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2378525C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2707648C1 (ru) | Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2527903C1 (ru) | Способ воспламенения заряда твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива для его реализации | |
RU2613351C1 (ru) | Ракетный двигатель твёрдого топлива управляемого снаряда | |
RU2724872C2 (ru) | Бронированный трубчатый заряд | |
RU219887U1 (ru) | Боеприпас с объемно-детонирующей смесью | |
RU2727116C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2084814C1 (ru) | Воспламенительная камера |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160615 |