RU2790914C1 - Ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents
Ракетный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2790914C1 RU2790914C1 RU2022127568A RU2022127568A RU2790914C1 RU 2790914 C1 RU2790914 C1 RU 2790914C1 RU 2022127568 A RU2022127568 A RU 2022127568A RU 2022127568 A RU2022127568 A RU 2022127568A RU 2790914 C1 RU2790914 C1 RU 2790914C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- heat
- shielding coating
- section
- cuff
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) содержит корпус, сопловую манжету, сопло с теплозащитным покрытием и вкладыш критического сечения сопла. Согласно изобретению теплозащитное покрытие дозвуковой части сопла выполнено на участке, ограниченном поперечным сечением, проходящем через торец сопловой манжеты, длиной 0,35…0,45 L, с утолщением, причем толщина теплозащитного покрытия на данном участке составляет 1,4…1,8 толщины теплозащитного покрытия в сечении, отстоящем от сопловой манжеты на расстояние 0,75 L, где L - расстояние от торца сопловой манжеты до торца теплозащитного покрытия у вкладыша в критическом сечении. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы РДТТ с зарядом из высокометаллизированных топлив с большим содержанием конденсированной фазы в продуктах сгорания. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах.
К числу основных задач, решаемых при создании ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) является обеспечение надежности работы. В том числе за счет обеспечения тепловой защитой одной из наиболее теплонапряженных участков: дозвуковой части сопла.
Известны конструкции РДТТ, содержащие камеру сгорания и сопла в виде многосоплового блока, причем дозвуковая часть сопел выполнена без теплозащитного покрытия, а работоспособность РДТТ достигается за счет значительного увеличения толщины конструкционных материалов в области дозвуковой части сопла (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат МОСССР, 1977, с. 74-75).
Задачей данного технического решения являлась разработка РДТТ с зарядами с низкой температурой сгорания.
Общими признаками с предлагаемым РДТТ является наличие в нем камеры сгорания и сопла.
Приведенная конструкция РДТТ имеет недостатки, заключающиеся в том, что данная конструкция неработоспособна в РДТТ с высокой температурой продуктов сгорания, поскольку в этом случае происходит интенсивный унос материала дозвуковой части с последующим разрушением РДТТ.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является РДТТ содержащий камеру сгорания и сопло с теплозащитным покрытием дозвуковой части (см. Кэрт Б.Э. и др. Разделение неуправляемых снарядов систем залпового огня. -М.: Машиностроение, 2008, с. 417), принятый авторами за прототип.В данном РДТТ применено теплозащитное покрытие дозвуковой части сопла с толщиной, увеличивающейся по направлению к критическому сечению сопла (поскольку величина тепловых потоков от продуктов сгорания к дозвуковой части сопла возрастает по направлению движения), что позволило обеспечить работоспособность и надежность работы РДТТ.
Известный РДТТ работает следующим образом: При горении заряда продукты сгорания движутся по камере сгорания, втекают в дозвуковую часть сопла, проходят критическое сечение сопла и вытекают из сверхзвуковой части сопла. За счет выполнения толщины теплозащитного покрытия дозвуковой части сопла увеличивающейся к критическому сечению сопла обеспечивается надежность работы РДТТ при минимальной массе покрытия. Однако, как показали результаты данных исследований, существующая конструкция не обеспечивает надежность работы при применении высокоэнергетических топлив с высоким предельно допустимым содержанием металлического горючего, а, следовательно, и высоким содержанием конденсированной фазы в продуктах сгорания.
Причиной этого является образование в дозвуковой части сопла в области сопловой манжеты при горении заряда рециркуляционной зоны с обратным движением газа и конденсированной фазы, приводящей к резкой локальной концентрации высокотемпературных частиц конденсированной фазы на сопловой манжете.
Таким образом задачей данного технического решения (прототипа) являлось обеспечение работоспособности РДТТ со сравнительно невысокими энергетическими характеристиками топлива.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие корпуса, сопловой манжеты, сопла с теплозащитным покрытием и вкладыша в критическом сечении сопла.
В отличие от прототипа в предлагаемом РДТТ теплозащитное покрытие дозвуковой части сопла выполнено на участке, ограниченном поперечным сечением, проходящем через торец сопловой манжеты, длиной 0,35…0,45 L, с утолщением, причем толщина теплозащитного покрытия на данном участке составляет 1,4…1,8 толщины теплозащитного покрытия в сечении, отстоящем от сопловой манжеты на расстояние 0,75 L, где L - расстояние от сопловой манжеты до торца теплозащитного покрытия у вкладыша в критическом сечении.
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 предполагаемого изобретения является обеспечение надежной работы РДТТ с зарядом из высокометаллизированных топлив с большим содержанием конденсированной фазы в продуктах сгорания.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном РДТТ имеется корпус, сопловая манжета, сопло с теплозащитным покрытием и вкладыш в критическом сечении сопла. Особенность заключается в том, что теплозащитное покрытие дозвуковой части сопла выполнено на участке, ограниченном поперечным сечением, проходящем через торец сопловой манжеты, длиной 0,35…0,45 L, с утолщением, причем толщина теплозащитного покрытия на данном участке составляет 1,4…1,8 толщины теплозащитного покрытия в сечении, отстоящем от сопловой манжеты на расстояние 0,75 L, где L - расстояние от сопловой манжеты до торца теплозащитного покрытия у вкладыша в критическом сечении.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет выполнения в нем теплозащитного покрытия дозвуковой части сопла выполненного на участке ограниченном поперечным сечением, проходящем через торец сопловой манжеты, длиной 0,35…0,45 L, с утолщением, причем толщина теплозащитного покрытия на данном участке составляет 1,4…1,8 толщины теплозащитного покрытия в сечении, отстоящем от сопловой манжеты на расстояние 0,75 L, где L - расстояние от сопловой манжеты до торца теплозащитного покрытия у вкладыша в критическом сечении обеспечить требуемый тепловой режим дозвуковой части при работе РДТТ для надежного функционирования. При уменьшении длины участка теплозащитного покрытия менее 0,35 L длина участка становится меньше длины рециркуляционной зоны, что приводит к осаждению высокотемпературных частиц конденсированной фазы на участки теплозащитного покрытия с меньшей толщиной, что требуется для исключения прогара теплозащитного покрытия и демонтажа РДТТ. При увеличении длины участка свыше 0,45 L, длина утолщения превышает длину рециркуляционной зоны, что нерационально, так как приводит к увеличению пассивной массы РДТТ. При уменьшении толщины теплозащитного покрытия на участке местного утолщения менее 1,4 толщины теплозащитного покрытия в сечении отстоящем на расстояние 0,5L от торца покрытия у вкладыша в критическом сечении сопла (т.е. в середине сечения), как показали стендовые испытания ряда РДТТ с высокометаллизированными топливами, не обеспечивается надежность работы РДТТ. При увеличении указанной толщины свыше 1,8 нерационально возрастает пассивная масса.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и неизвестны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».
Сущность изобретения заключается в том, что ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопловую манжету, сопло с теплозащитным покрытием и вкладыш в критическом сечении сопла. Согласно изобретению теплозащитное покрытие дозвуковой части сопла выполнено на участке, ограниченном поперечным сечением, проходящем через торец сопловой манжеты, длиной 0,35…0,45 L, с утолщением, причем толщина теплозащитного покрытия на данном участке составляет 1,4…1,8 толщины теплозащитного покрытия в сечении, отстоящем от сопловой манжеты на расстояние 0,75 L, где L - расстояние от сопловой манжеты до торца теплозащитного покрытия у вкладыша в критическом сечении.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен предлагаемый РДТТ который содержит корпус 1, сопловую манжету 2, сопло 3 с теплозащитным покрытием 4 и вкладышем 5. Теплозащитное покрытие 4 выполнено на участке L1, ограниченным поперечным сечением, проходящим через торец сопловой манжеты 2 длиной 0,35…0,45L с утолщением, причем толщина теплозащитного покрытия 4 на данном участке (61) составляет 1,4…1,6 толщины теплозащитного покрытия 4 (62) в сечении, отстоящем на расстоянии L2, равном 0,75L, где L - расстояние от сопловой манжеты 2 до торца теплозащитного покрытия 4 у вкладыша 5.
Предложенное устройство работает следующим образом. При работе РДТТ продукты сгорания втекают в дозвуковую часть сопла 3 и истекает через критическое сечение вкладыша 5. При движении продуктов сгорания за сопловой манжетой 2 образуется рециркуляционная зона с обратным течением продуктов сгорания. Ввиду малых скоростей течения в рециркуляционной зоне у поверхность теплозащитного покрытия 4 на участке L1 возрастают локальные концентрации высокотемпературных частей конденсированной фазы, осаждаются на поверхности теплозащитного покрытия 4 на участке L1. Это приводит к деструкции теплозащитного покрытия 4 и его интенсивному прогреву. При этом за счет выбранной длине L1 участка с увеличенной толщиной покрытия 4 (61) по сравнению с толщиной (62), в середине сужающейся части сопла 4, обеспечивается требуемый тепловой режим сопла 3.
Выполнение РДТТ в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежное функционирование РДТТ.
Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.
В настоящее время разработана конструкторская документация, намечено серийное производство.
Claims (1)
- Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, сопловую манжету, сопло с теплозащитным покрытием и вкладыш в критическом сечении сопла, отличающийся тем, что в нем теплозащитное покрытие дозвуковой части сопла выполнено на участке, ограниченном поперечным сечением, проходящем через торец сопловой манжеты, длиной 0,35…0,45 L, с утолщением, причем толщина теплозащитного покрытия на данном участке составляет 1,4…1,8 толщины теплозащитного покрытия в сечении, отстоящем от сопловой манжеты на расстояние 0,75 L, где L - расстояние от сопловой манжеты до торца теплозащитного покрытия у вкладыша в критическом сечении.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2790914C1 true RU2790914C1 (ru) | 2023-02-28 |
Family
ID=
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2808695C1 (ru) * | 2023-08-04 | 2023-12-01 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Ракетная часть реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3122884A (en) * | 1961-05-19 | 1964-03-03 | Atlantic Res Corp | Rocket motor |
RU2133368C1 (ru) * | 1997-04-10 | 1999-07-20 | Конструкторское бюро приборостроения | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2245450C1 (ru) * | 2003-06-24 | 2005-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель твёрдого ракетного топлива |
RU2780076C1 (ru) * | 2021-12-09 | 2022-09-19 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Корпус ракетной части |
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3122884A (en) * | 1961-05-19 | 1964-03-03 | Atlantic Res Corp | Rocket motor |
RU2133368C1 (ru) * | 1997-04-10 | 1999-07-20 | Конструкторское бюро приборостроения | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2245450C1 (ru) * | 2003-06-24 | 2005-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель твёрдого ракетного топлива |
RU2780076C1 (ru) * | 2021-12-09 | 2022-09-19 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Корпус ракетной части |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Кэрт Б.Э. и др. Разделение неуправляемых снарядов систем залпового огня, М., Машиностроение, 2008, с.417. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2814001C1 (ru) * | 2023-06-02 | 2024-02-21 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Ракетная часть реактивного снаряда |
RU2808695C1 (ru) * | 2023-08-04 | 2023-12-01 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Ракетная часть реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2790914C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2282741C1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты | |
EP1298389B8 (en) | Coaxial spray nozzle injector | |
RU2798116C1 (ru) | Ракетная часть вращающегося реактивного снаряда, запускаемого из гладкоствольной трубчатой направляющей | |
RU2687500C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
US3199295A (en) | Conical vortex injection and comrustion device for reaction motors | |
RU2133864C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2780076C1 (ru) | Корпус ракетной части | |
RU2279564C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2293201C1 (ru) | Сопло реактивного двигателя твердого топлива | |
EP3874138B1 (en) | Injector with injector elements in circumferential rows with counter-clockwise and clockwise swirl | |
RU2790916C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2783054C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе | |
RU2220312C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
RU2200243C2 (ru) | Ракетный двигатель на твердом топливе | |
RU2569989C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2798046C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2791165C1 (ru) | Корпус ракетной части реактивного снаряда | |
RU2808695C1 (ru) | Ракетная часть реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей | |
RU2313685C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2391530C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
RU2229617C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2708755C1 (ru) | Газогенератор твердотопливный | |
RU2816347C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2806232C1 (ru) | Реактивный снаряд, запускаемый из трубчатой направляющей |