RU2789097C1 - Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) - Google Patents
Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2789097C1 RU2789097C1 RU2022114976A RU2022114976A RU2789097C1 RU 2789097 C1 RU2789097 C1 RU 2789097C1 RU 2022114976 A RU2022114976 A RU 2022114976A RU 2022114976 A RU2022114976 A RU 2022114976A RU 2789097 C1 RU2789097 C1 RU 2789097C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- fuel
- heat
- sustainer
- cover
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу. Инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива происходит посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива. Изобретение обеспечивает тактическую гибкость применения летательного аппарата с ракетным двигателем на твердом топливе на большом диапазоне высот, расстояний до цели и маневров. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло.
Существует проблема выбора величины тяги двухкамерных ракетных двигателей в начале маршевого режима работы (после участка с нулевой тягой). На участке движения с нулевой тягой летательный аппарат (ЛА) может совершать маневры по высоте и курсу, в зависимости от условий, связанных с целью, что повышает его аэродинамическое сопротивление и тем самым, снижает скорость. В таком случае ЛА понадобится увеличенная тяга в начале маршевого режима работы двигателя, чтобы он быстро набрал необходимую скорость и высоту, так как недостаток скорости может сделать его уязвимым к средствам ПВО и увеличить время полета к цели. Также могут быть случаи, когда увеличенная тяга в начале маршевого режима не нужна, например, когда ЛА летит без маневров. Поэтому проблема выбора тяги в начале маршевого режима работы двигателя ЛА с двухкамерным двигателем - актуальна.
Известен двухрежимный двигатель твердого топлива, состоящий из корпуса, последовательно установленных в нем разделенных днищем зарядов первого и второго режимов, описанных в патенте RU 2272927, F02K 9/28, 2006 г. В данном техническом решении днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны. В центральной части эластичной мембраны с помощью программно-разрушаемого соединения закреплен размещенный в канале второго режима эластичный рукав. Противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего днища двигателя.
Также известен двухимпульсный ракетный двигатель на твердом топливе, реализованный в компании Bayern-Chemie/Protac, описанный в статье Double-pulse solid rocket technology at Bayern-Chemie/Protac - 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhubit 9-12 July 2006, Sacramento, California, AIAA Paper 2006 - 4761. Данный двигатель состоит из трубчатой (неподвижной) и стержневой (подвижной) частей заряда маршевого твердого топлива, заряда стартового топлива, телескопического механизма, перегородки из теплозащитного материала, воспламенительного устройства, корпуса. Данный двигатель имеет две камеры сгорания, в первой находится заряд стартового топлива, во второй -маршевого. Камеры разделены перегородкой из теплозащитного материала, вплотную прилегающей к заряду второй камеры. В процессе работы первой камеры перегородка отделяет первую камеру от второй, предотвращая запал маршевого заряда. После выгорания стартового заряда возможно движение ракеты без тяги. При поступлении команды на активацию второй камеры сгорания, телескопический механизм выталкивает неподвижную часть маршевого заряда, после чего производится инициирование воспламенительного устройства. Подвижная часть маршевого заряда имеет коническую форму для того, чтобы на маршевом режиме работы была постоянная тяга. Данное техническое решение взято за прототип.
Анализ конструкции прототипа выявил его особенность: нет возможности задавать начальную тягу маршевого режима работы двигателя после участка с нулевой тягой в зависимости от высот пуска ЛА и цели, расстояния до цели и маневров ЛА.
Целью предлагаемого изобретения является реализация возможности задавать начальную тягу маршевого режима работы двухкамерного РДТТ, а также повышение надежности воспламенения маршевого заряда топлива.
Поставленная цель достигается тем, что двухкамерный РДТТ состоит из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу, инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива может происходить посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива.
Изобретение иллюстрируется следующими фигурами:
- на фиг.1 - схема двухкамерного РДТТ в закрытом состоянии;
- на фиг.2 - схема двухкамерного РДТТ с выдвинутым промежуточным днищем;
Заявляемый РДТТ состоит (фиг.1) из переднего (1), промежуточного (2) и заднего (3) днищ с теплозащитным покрытием, сопла (4), выдвигающего механизма (поршня) (5), ряда штифтов (6) и упоров (7), маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной (8) и неподвижной (9) частей с бронировками, стартового заряда топлива (на фигурах не указан), корпуса (10), штока (11), воспламенительного устройства (ВУ) (12), крышки с теплозащитным покрытием (ТЗП) (13), передней торцевой крышки (14), системы такелажных блоков (15), тросов (16), края рукава (17).
Двухкамерный РДТТ работает следующим образом: начинается работа двигателя с работы стартового заряда топлива. После выгорания стартового заряда топлива идет режим «нулевой тяги». В данный промежуток времени крышка с ТЗП (13) герметично закрывает маршевый заряд топлива от воздействия продуктов сгорания стартового заряда, прижимаясь внахлест к промежуточному днищу (2). В момент, определяемый системой управления, после режима «нулевой тяги», (фиг.2) выдвигается подвижная часть маршевого заряда топлива (8) посредством усилия со стороны выдвигающего механизма (5). Расстоянием, на которое выдвигается подвижная часть заряда маршевого топлива (8), определяется начальная площадь горения маршевого заряда топлива.
В качестве выдвигающего механизма можно использовать, например, поршень. Ограничение расстояния выдвижения поршня на заданную величину осуществляется с помощью выдвижения в его внутреннее пространство определенного штифта (6). После выдвижения поршень стопорится соответствующим упором (7). Таким образом, происходит дискретное определение степени выдвижения подвижной части заряда маршевого топлива (8).
Инициирование ВУ (12) может происходить посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища (2) и крышки с ТЗП (13) или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива (8).
В неподвижной части маршевого заряда топлива (9) имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива (8), плотно соединенная со штоком (11), через который передается усилие от выдвигающего механизма (5), с крышкой (13) задним торцом и с передней торцевой крышкой (14) передним торцом. Цилиндрическая поверхность подвижной части заряда маршевого топлива (8) покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав, имеющим со стороны заднего торца край (17), загнутый на угол 180 градусов, к которому прикреплены тросы (16), протянутые к передней торцевой крышке (14) через систему такелажных блоков (15), прикрепленных к переднему днищу (1). При выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива (8), через тросы (16) передается усилие на край рукава (17) по направлению к переднему днищу (1), за счет чего рукав заворачивается на определенное расстояние, отслаиваясь от цилиндрической поверхности подвижной части заряда маршевого топлива (8), тем самым увеличивая начальную площадь ее горения. Зазор между подвижной (8) и неподвижной (9) частями заряда маршевого топлива обеспечивает свободное перемещение в нем края рукава (17).
Достоинства данного двухкамерного РДТТ:
- возможность задания тяги в начале маршевого режима работы;
- высокая степень заполнения камеры сгорания топливом. Предлагаемое техническое решение позволяет задавать начальную тягу
маршевого режима работы двухкамерного РДТТ после участка с нулевой тягой, в зависимости от высот пуска летательного аппарата и цели, расстояния до цели и маневров ЛА. Также оно повышает надежность воспламенения маршевого заряда топлива.
Claims (3)
1. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, отличающийся тем, что в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу.
2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива происходит посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями.
3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что инициирование воспламенительного устройства происходит посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2789097C1 true RU2789097C1 (ru) | 2023-01-30 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3091924A (en) * | 1960-12-15 | 1963-06-04 | United Aircraft Corp | Gaseous nozzle boundary |
| RU2272927C1 (ru) * | 2004-07-30 | 2006-03-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2429368C1 (ru) * | 2009-12-28 | 2011-09-20 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) |
| RU161009U1 (ru) * | 2015-10-06 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Двигательная установка |
| RU2687500C1 (ru) * | 2017-12-13 | 2019-05-14 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3091924A (en) * | 1960-12-15 | 1963-06-04 | United Aircraft Corp | Gaseous nozzle boundary |
| RU2272927C1 (ru) * | 2004-07-30 | 2006-03-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2429368C1 (ru) * | 2009-12-28 | 2011-09-20 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) |
| RU161009U1 (ru) * | 2015-10-06 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Двигательная установка |
| RU2687500C1 (ru) * | 2017-12-13 | 2019-05-14 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3094072A (en) | Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships | |
| US6293091B1 (en) | Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet | |
| US4932306A (en) | Method and apparatus for launching a projectile at hypersonic velocity | |
| US8499983B2 (en) | Tank having a piston pressurized by hot gas | |
| US2972225A (en) | Motor mechanism for missiles | |
| KR101192203B1 (ko) | 추진기관 및 이를 구비하는 로켓 | |
| US9726115B1 (en) | Selectable ramjet propulsion system | |
| US4397149A (en) | Variable thrust solid propellant rocket motor | |
| US2954947A (en) | Rocket assisted pilot ejection catapult | |
| RU2789097C1 (ru) | Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) | |
| Naumann et al. | Double-pulse solid rocket technology at bayern-chemie/protac | |
| US3903802A (en) | Shell construction sealing washer | |
| US6481198B1 (en) | Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter | |
| US3754725A (en) | Auxiliary rocket apparatus for installation on a missile to impart a roll moment thereto | |
| US3035796A (en) | Dual thrust rocket booster tube | |
| RU2538645C1 (ru) | Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты и бикалиберная ракета, реализующая способ | |
| US3489373A (en) | Missile configurations,controls and utilization techniques | |
| JPH0370996A (ja) | ガス発生器ミサイル発射システム | |
| US3430445A (en) | Combined rocket-ramjet aircraft | |
| RU2327949C1 (ru) | Ракета | |
| US10690443B1 (en) | Rocket motor with combustion product deflector | |
| RU2548957C1 (ru) | Ракета | |
| RU2386921C1 (ru) | Многоступенчатая зенитная ракета и способ ее боевого применения | |
| RU2239782C1 (ru) | Реактивный снаряд | |
| RU2675983C1 (ru) | Двигатель кумулятивно-фугасного заряда |