вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя. Торцевой ракетный двигатель


конический ракетный двигатель староверова-8 /варианты/ и способ его вертикального старта /варианты/ - патент РФ 2524793

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами. В случае если каналов в шашке несколько, они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса. В другом варианте выполнения ракетного двигателя по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии выполняют наклонными, причем скорость горения лидер-топлива, либо лидер-топлива и основного топлива уменьшается. В задней части двигателя выполнено центральное конусное углубление, на котором выполняется еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя. Кроме того, в передней части двигателя с одним центральным каналом может быть выполнено еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной. В других вариантах выполнения передняя боковая часть двигателя выполнена в виде одного или нескольких конусных слоев и сделана из основного топлива с большей скоростью горения, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка занимает не всю поверхность заднего торца. Кроме того, скорость горения основного топлива может непрерывно или слоями уменьшаться на периферии. При вертикальном старте конического ракетного двигателя задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель устанавливают на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре. До старта двигатель удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности. Группа изобретений позволяет исключить необходимость разделения двигателя на ступени за счет отсутствия корпуса и сопла, а также обеспечить изменение тяги при работе двигателя. 11 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Рисунки к патенту РФ 2524793

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям торцевого горения и пригодно для всех видов ракет - от малокалиберных неуправляемых до стратегических и космических ракет. А также для фейерверков.

Известны бессопловые двигатели с канальным и торцевым горением, но они обладают низким удельным импульсом, так как в них невозможно обеспечить эффективное расширение образующихся газов. Известен «Бескорпусный двигатель» пат. № 2398125, в котором для получения нужной достаточно высокой линейной скорости горения топлива шашка имеет продольные отверстия на всю длину, заполненные смесью на основе черного пороха. Для повышения прочности шашки она имеет продольное армирование высокомодульными волокнами.

Однако те же самые технические решения могут обеспечить получение в задней части шашки формы в виде расширяющегося конуса, обеспечивающего расширение образующихся газов с эффективностью настоящего реактивного сопла.

Итак, данный двигатель содержит шашку твердого ракетного топлива, имеющую один или несколько продольных каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо (далее «лидер-топливо», а заполненный им канал - «лидер-заряд»).

Таким более быстро горящим топливом может быть смесь на основе черного пороха. Причем для изменения скорости горения этой смеси она может частично содержать нитрат аммония (безводный) вместо нитрата калия (например, 50:50%). Или может содержать мелкодисперсные взрывчатые вещества малобризантного действия (например, тринитро-м-ксилол). Для уменьшения скорости горения смесь может содержать балластные горючие или негорючие вещества, например гексаметилентетрамин.

К основному топливу предъявляется требование достаточной прочности. Основным топливом могут быть существующие твердые топлива, например перхлорат аммония или динитрамид аммония в полимеризованном эфире метакриловой кислоты (в плексигласе), в полиуретане и т.п.

При этом в процессе горения шашки точка фронта горения быстрогорящей смеси будет опережать процесс горения основного топлива и будет как бы вершиной конуса, обращенного раструбом назад (все направления даны относительно направления полета). То есть, если упомянутый канал один, то образуется расширяющееся реактивное сопло, состоящее из материала шашки, то есть из топлива.

При этом, чтобы края такого сопла не обламывались от перепада давления изнутри и снаружи (хотя этот перепад на срезе сопла невелик или даже отсутствует, если давление на срезе выбирается равным атмосферному), наружная поверхность шашки может быть армирована высокомодульными волокнами. Модуль волокон должен быть больше модуля материала топлива, чтобы именно они воспринимали на себя растягивающую нагрузку. Но в отличие от прототипа волокна должны быть ориентированы в основном поперечно оси шашки. Или и поперечно, и продольно. Или диагонально (то есть по объемной спирали) в разных направлениях.

Чтобы волокна не болтались за соплом по мере сгорания шашки, они должны быть или легкоплавкими (синтетические высокопрочные высокомодульные волокна типа «3айлон», «Дайнима» «Спектра», «Вектран», легкоплавкие сорта стекловолокна), или сгораемыми (те же синтетические волокна, углеволокно, сгораемые металлы, например, из алюминиево-магниевого сплава).

Или в качестве армирования шашка может быть заключена в тонкостенную трубу из этих материалов.

Если каналов несколько, то они должны быть расположены достаточно равномерно по ее поперечному сечению, например в сотовом порядке, квадратами, а лучше - кругами. При этом в задней части шашки образуется не одно, а несколько расширяющихся сопел, то есть задний торец шашки будет иметь многоконусную форму. Такой же форма торца должна быть и изначально при зажигании шашки. При этом уменьшится время нахождения горящих компонентов топлива в зоне реакции, однако это, как показывает опыт ракетомоделирования, не существенно - хорошо летают даже микромодели ракет величиной с полспички.

Такая форма лучше позволяет использовать шашку до самого конца, когда конус горения становится усеченным конусом при приближении к переднему торцу шашки. А эффективность многоконусного сопла такая же, как и одноконусного.

Сопло такого двигателя вследствие некоторой неточности изготовления или неравномерности горения может несколько перекоситься в процессе горения, поэтому для неуправляемых ракет с таким двигателем особенно актуальна стабилизация вращением. Особенно это актуально еще и потому, что на ракете с таким двигателем трудно установить задние аэродинамические стабилизаторы - их не к чему крепить.

Однако их можно установить на скользящей обойме. Обойма при этом может сдвигаться вперед по мере обгорания шашки сама, за счет наличия расширяющегося конического участка сзади - этот участок будет частью расширяющегося сопла и будет создавать тягу, направленную вперед, аналогично изобретению «Бескорпусный двигатель с самоподачей», пат. № 2431052. Или обойма может сдвигаться вперед с помощью нити, соединенной с принудительным приводом, например с турбинкой, находящейся в потоке газов или в потоке воздуха (аналогично изобретению пат. № 2398125).

Особенно целесообразно применение таких легких и дешевых двигателей в ракетах систем залпового огня, которые принудительно стабилизируются вращением.

Для начала вращения может быть также использована реактивная сила самой шашки. Для этого в шашке должно быть несколько каналов (как минимум 2, оптимально - 6 и более), причем по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии (то есть везде, кроме как по продольной оси) спиральные или наклонные в одну сторону. Спиральные каналы эффективнее, но наклонные - прямолинейные, и поэтому проще в изготовлении. По всей длине шашки трудно сделать наклонные или спиральные каналы, поэтому для приобретения нужной скорости вращения достаточно, если такие каналы будут только в задней части шашки. Эта задняя часть может изготавливаться отдельно и приклеиваться к основной шашке с соблюдением совпадения каналов.

Такие каналы образуют несколько наклонных к продольной оси шашки реактивных сопел (они должны быть отформованы на шашке и изначально), которые при старте ракеты будут закручивать ее.

Но такой двигатель может быть применен и в управляемой ракете, в которой стабилизация полета осуществляется системой ее управления, например в ракетах «воздух-воздух», «земля-воздух», «воздух-земля», в ракетах среднего радиуса действия, в универсальных ракетах, аналогичных ракете «Стандарт-3М». Правда, устойчивый полет такой ракеты без вращения и без стабилизаторов возможен при применении только одной аэродинамической схемы - «Флюгерная утка» по пат. № 2410286. Или же с применением газодинамического управления. Самостабилизация при этом будет осуществляться за счет того, что топливо, как правило, легче полезной нагрузки (если та хорошо скомпонована), и поэтому центр тяжести будет находиться впереди аэродинамического фокуса.

Следует отметить особенность технологии изготовления такого двигателя: каналы могут быть просверлены или отлиты, а затем заполнены быстрогорящей смесью. Но возможен и другой вариант - участки с быстрогорящей смесью изготавливаются заранее в виде фитилей (например, нитрованная хлопчатобумажная бечевка, пропитанная затем составом черного пороха). Эти фитили натягиваются между передним и задним торцами (смазать их отливочные формы разделительной смазкой), торцы помещаются в трубу, допустим, из зайлона, и в образовавшуюся полость в вертикальном положении заливается пиротехническая смесь твердого топлива в виде эпоксидной, полиэфирной или другой смолы с добавлением перхлората. Если будет применен плексиглас, то его термическая полимеризация невозможна, необходимо применить радиационную полимеризацию.

Правда, этот двигатель нуждается в точном подборе скорости горения топлива, точнее - двух топлив. Если в обычном твердотопливном двигателе, зная скорость горения какого-то топлива при данном давлении, подбирается нужный диаметр сопла, то в этом двигателе надо делать наоборот - зная диаметр среза сопла, ПОДБИРАТЬ СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ основного топлива и лидер-топлива. Зато каков выигрыш - нет ни корпуса, ни сопла, не нужно ступенирование!

Чтобы убедиться в работоспособности и эффективности такого двигателя, сравним его с обычным ракетным твердотопливным двигателем (РДТТ) с одинаковым удельным тепловыделением топлива, с одинаковой площадью среза сопла и с одинаковым давлением на срезе сопла. Допустим, в РДТТ в секунду сгорает масса топлива «М». Подбираем скорость горения основного топлива и лидер-топлива данного двигателя так, чтобы конусность фронта горения составляла 10-15 градусов на сторону (примерно как в настоящем реактивном сопле) и чтобы при этом на получившейся конусной поверхности сгорало «М» топлива в секунду. То есть расход топлива одинаковый. Удельное тепловыделение топлива и давление на срезе сопла также одинаковые, следовательно, одинаковой будет и температура газов. Если расход газа через срез сопла и параметры газа одинаковы, то значит одинакова и скорость истечения газа. То есть работа данного двигателя полностью идентична работе обычного РДТТ.

Но для достижения большой конечной скорости полезной нагрузки применение цилиндрического двигателя затруднительно - или длина ракеты будет слишком большой и нарушится прочностная устойчивость (двигатель сломается пополам), или в конце работы двигателя слишком большой его диаметр приведет к чрезвычайно высоким перегрузкам полезной нагрузки, которую она может не выдержать.

ВАРИАНТ 1. Шашка двигателя имеет вид усеченного конуса с меньшим диаметром в передней части, в шашке имеется один или несколько каналов, заполненных более быстро горящим топливом, а если каналов несколько, то они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса, причем параллельные каналы обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами (чтобы стенка сопла не прогорела раньше, чем до нее дойдет конусный фронт горения).

Такой двигатель свободен от указанного недостатка цилиндрического двигателя - на старте тяга двигателя может превышать конечную тягу в несколько раз и даже на несколько порядков.

Однако одноканальный (с одноконусным фронтом горения) двигатель имеет некоторые преимущества перед многоканальным: исключено опережение или отставание горения лидер-топлива в одном из каналов, лучше форма края сопла (в многоканальном двигателе она как бы зубчатая, что, однако, не ухудшает его работы, если давление на срезе сопла выбрано правильно).

Конический двигатель, как и цилиндрический, может иметь в задней части шашки несколько наклонно расположенных каналов для закрутки двигателя с целью самостабилизации.

ВАРИАНТ 2. Однако космические запуски имеют одну особенность - противодавление за соплом (атмосферное давление) быстро уменьшается от 100% до 0. Поэтому в процессе горения двигателя имеет смысл на каком-то участке полета плавно уменьшать давление на срезе сопла. Для этого можно плавно уменьшать площадь или скорость горения топлива.

В частности, можно уменьшать скорость горения лидер-топлива. В этом случае конус фронта горения становится более тупым, и площадь его уменьшается. Однако при этом уменьшается и конусность сопла, что несколько ухудшает его к.п.д. (желательно иметь угол конусности на сторону 10-15 градусов).

ВАРИАНТ 3. Поэтому лучше уменьшать одновременно (не обязательно пропорционально) и скорость горения лидер-топлива, и скорость горения основного топлива. Желательно, чтобы линия раздела основного топлива с разной скоростью горения повторяла форму конуса, который сформировался в результате горения.

Если скорости горения обоих топлив уменьшены пропорционально, то угол конусности конусного фронта горения останется постоянным, но газопроизводительность двигателя уменьшится. Таких участков в двигателе может быть несколько.

ВАРИАНТ 4. Можно уменьшать только площадь горения. Для этого в задней части двигателя заранее делается центральное конусное углубление, на котором в свою очередь делается еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя, причем на разном расстоянии.

Работает этот вариант так. Сначала поверхность горения максимальна, но по мере окончания канала лидер-зарядов (всех или группами) поверхность горения перестраивается в форму, все более приближающуюся к одному центральному конусу, площадь которого меньше. Газопроизводительность двигателя уменьшается.

У этого варианта есть, правда, один недостаток - форма среза сопла будет несколько отличаться от идеально круглой. Поэтому лучше использовать вариант 3.

ВАРИАНТ 5. Как указывалось выше, в процессе работы двигателя желательно использовать один центральный лидер-заряд. Но в тот момент, когда его горение достигнет переднего торца двигателя, конус горения становится усеченным и газопроизводительность двигателя при почти постоянной площади среза сопла (на самом деле у конического двигателя она чуть-чуть уменьшится) начнет постепенно падать. И хотя в вакууме это не сильно уменьшит к.п.д. двигателя (давление на срезе сопла равно нулю), все же желательно перестроить фронт горения из одноконусного в многоконусный. Или, например, из 7-конусного в 19-конусный. Это уменьшит количество топлива, работающего с неоптимальным режимом истечения.

Для этого в передней части двигателя с одним центральным каналом находятся еще несколько дополнительных параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной (от скорости горения лидер-зарядов меняется угол конусности фронта горения и, следовательно, его площадь и газопроизводительность).

Каналы могут быть расположены от переднего торца двигателя до воображаемой поверхности конуса, которую примет фронт одноконусного горения в этой части двигателя. Но могут быть и расположены и до другой поверхности, и до плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя. Главное, чтобы соблюдались указанные выше два условия.

Важное значение имеет расстояние от переднего торца двигателя до вершины конуса фронта горения, на котором начинается перестроение фронта горения из одноконусного в многоконусный. Если оно будет слишком маленьким, например меньше диаметра переднего торца, то может потребоваться уменьшение скорости горения основного топлива, причем возможно слоями. Иначе не удастся соблюсти второе условие - постоянство газовыделения на единицу площади среза сопла. Оптимальным расстоянием можно считать примерно 3-4 диаметра переднего торца.

Так как все каналы, в том числе и центральный, должны догореть к переднему торцу двигателя одновременно, то скорость горения лидер-топлива в центральном канале должна уменьшиться, причем настолько, что возможно он станет ненужным. Скорости горения в периферийных каналах должны возрастать по мере расположения канала ближе к поверхности двигателя.

ВАРИАНТ 6. Есть и другой вариант - сделать переднюю боковую часть двигателя из основного топлива с большей скоростью горения. Возможны несколько конусных слоев. В вакууме такой вариант будет работать достаточно хорошо.

ВАРИАНТ 7. Для пуска двигателя из вертикального положения (см. ниже) может потребоваться поставить двигатель на задний торец. Чтобы это было возможно по соображениям прочности, изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка (выемки) занимает не всю поверхность заднего торца. Выемка, как правило, должна выполняться в центре, а на краях заднего торца двигатель может стоять. Площадь выемки должна быть такой, чтобы тяга двигателя превышала вес ракеты в 1,5-2 раза.

При этом для увеличения начальной тяги конусная выемка может иметь в основании форму звезды. Тогда поверхность горения при тех же габаритах конусной выемки будет больше.

ВАРИАНТ 8. Для придания получившемуся в теле шашки реактивному соплу формы, напоминающей половину эллипсоида вращения, скорость горения основного топлива может непрерывно (это технологически затруднительно) или слоями уменьшаться на периферии (достаточно двух слоев - в центральной части основного топлива повышенная скорость горения, а наружные 10-15% конусной поверхности двигателя имеют пониженную скорость горения). Тогда форма фронта горения будет представлять собой сочетание двух конусов: у поверхности - более острый конус, а в центральной части - более тупой.

Этот вариант может использоваться и для цилиндрического двигателя.

ВАРИАНТ 9. Для вертикального старта такого двигателя могут быть порознь или вместе применены два способа.

Возможен способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель ставится на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре.

Эластичное покрытие нужно для того, чтобы компенсировать неровности заднего торца двигателя и горизонтальной поверхности и избежать тем самым местного разрушения материала шашки.

Причем эта горизонтальная поверхность может принудительно вращаться для стабилизации ракеты вращением. Это полезно еще и для того, чтобы двигатель равномерно прогревался солнцем, иначе длинный и тонкий двигатель может покоробиться. Разумеется, двигатель посередине поддерживается пневмоколесами.

Или для закрутки ракеты в полете на шашке могут иметься тангенциально наклонные ракетные двигатели, крепящиеся порознь или на общей эластичной обойме (для одновременности отделения), управляемо отделяющиеся после окончания их работы. Следует избежать соблазна расположить двигатели наклонно вверх более, чем на несколько градусов (это дает одновременно и подъемную силу), так как большая вертикальная составляющая тяги может сорвать эластичное крепление двигателей, и они просто улетят вбок или вверх.

ВАРИАНТ 10. Или возможен способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что двигатель до старта удерживается в вертикальном положении множеством эластичных присосок, расположенных по его внешней поверхности.

Общая поверхность присосок должна быть такой, чтобы они выдерживали касательное усилие от веса ракеты. Чтобы избежать местного перенапряжения в поверхностном слое двигателя, присоски не следует делать слишком большими. Давление в присосках также не следует выбирать слишком маленьким, чтобы избежать вспучивания поверхностного слоя шашки двигателя. При старте присоски разгерметизируются и отводятся.

На фиг.1 показан данный двигатель по варианту 6 с одним каналом.

Двигатель состоит из шашки твердого ракетного топлива 1 в виде усеченного конуса. По оси шашки имеется канал 2 с пороховой смесью - «лидер-заряд». Снаружи шашка имеет армирующий слой в виде тонкостенной зайлоновой намотки 3 с эпоксидной смолой. Сзади имеется конусная выемка 4, занимающая примерно 20% площади заднего торца и образующая расширяющееся реактивное сопло.

Примерные размеры двигателя: высота 150 м, диаметр нижнего торца 10 м, диаметр верхнего торца 1 м.

Работает двигатель так. Топливо в канале 2 горит быстрее. И поэтому фронт горения основного топлива образуется в виде конуса, из которого, как из настоящего реактивного сопла, истекают со сверхзвуковой скоростью образующиеся газы (напомню, в этом двигателе скорость горения топлива подбирается к сечению среза сопла, а не наоборот, как обычно). Создается тяга.

Для управления полетом ракеты в головной части ее имеется топливный блок 5 и четыре ракетных двигателя 6 с управляемой тягой, ориентированные поперек или под углом, например, 45 градусов. Двигатели желательно применить жидкостные. Во-первых, они позволяют экономить топливо, если нужды в подруливании нет. А значит потом, повернув эти двигатели назад, можно использовать их для дополнительного разгона или для коррекции траектории. А во-вторых, они позволяют получить большую пиковую тягу в отличие от почти постоянной тяги твердотопливного двигателя.

Выше или, наоборот, ниже топливного блока (в зависимости от того, что тяжелее и прочнее) имеется полезная нагрузка 7.

На фиг.2 показана в сечении верхняя (передняя) часть двигателя: в ней, начиная с какой-то поверхности, которая показана пунктиром и в данном случае повторяет конус горения 8, в теле шашки двигателя 1 кроме центрального лидер-заряда 2 имеются еще четыре кольца дополнительных сходящихся каналов 9, заполненных разным, но более быстро горящим, чем основное топливо, топливом. Причем, начиная с точки «А», скорость горения лидер-заряда резко уменьшается, или он вообще кончается, а скорости горения в периферийных дополнительных каналах возрастают по мере удаления от центральной продольной оси. При этом должны выполняться два условия из пятого варианта: одновременное сгорание всех каналов и постоянное газовыделение на единицу площади среза сопла 8. Для этого может потребоваться другое основное топливо.

Работает эта часть двигателя так. Когда фронт горения доходит до поверхности, обозначенной пунктиром, загораются дополнительный каналы 9. Это может привести к быстрому росту поверхности горения, поэтому, чтобы газовыделение было хотя бы примерно постоянным, в точке «А» горение лидер-заряда резко замедляется и конус начинает затупляться, что уменьшает площадь его поверхности. Конусы горения дополнительных каналов будут тупее, чем исходный конус 8, хотя конусность самого периферийного слоя каналов может быть равна исходной конусности.

Такой двигатель получится не только очень эффективным (нет ничего лишнего), но и очень дешевым (только стоимость топлива).

Следует отметить еще одно положительное качество такого двигателя - ракете для достижения высоких конечных скоростей не нужна многоступенчатая конструкция. Двух- и более ступенчатая конструкция применяется лишь для того, чтобы сбросить ставшие слишком тяжелыми (в относительном исчислении) баки, корпус, жидкостный двигатель, сопло (в бескорпусном двигателе). Но в данном двигателе ничего этого нет. Даже если условно считать корпусом обмотку шашки в один-два слоя высокомодульными волокнами, то этот «корпус» весит всего 0,1-1% от массы двигателя и сам укорачивается по мере работы двигателя. То есть достижение любых реальных скоростей (например, 40 км/сек) возможно одной ступенью.

Для чего нужны такие высокие скорости? Например, для полета к далеким планетам - Нептуну, Плутону (планетоид), или для отклонения угрожающих Земле астероидов, особенно летящих со стороны Солнца (они поздно обнаруживаются). Скорости астероидов доходят до 40 км/сек, и, что особенно неприятно, скорость астероида по мере приближения к Земле растет из-за ее гравитационного притяжения, а скорость посланной на перехват астероида ракеты, наоборот, по этой же причине падает. Поэтому крайне желательно иметь в арсенале средств ракету, которая может перехватить астероид на дальних подступах.

В качестве основного топлива для данного двигателя можно использовать водородовыделяющее топливо, например, по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 14»: боргидрид бериллия - 35,26%, бериллий - 8,22%, динитрамид аммония - 56,52%. Реакция идет с выделением чистого водорода:

2Ве(ВН4)2+Nh5N(NO 2)2+2Ве=4ВеО+4BN+10Н2.

Водород обладает почти вчетверо большей скоростью звука, нежели воздух или обычные ракетные газы, поэтому скорость его истечения даже из сужающегося сопла будет выше.

Или по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 15»:

2Ве(ВН4)2+Nh5N(NO2 )2+2ВеН2=4ВеО+4BN+12Н2. /1/

Соотношение компонентов: боргидрида бериллия - 34,63%+-10%, динитрамида аммония - 55,50%+-10%, гидрида бериллия - 9,87%+-5%.

Если экологический вред при применении соединений бериллия слишком высок, можно применить такие же соединения лития и/или алюминия, правда с меньшим импульсом. Можно сделать часть двигателя, работающую в атмосфере, на экологических компонентах, а часть двигателя, работающую в космосе, - на соединениях бериллия. В качестве связующего можно использовать плексиглас радиационной полимеризации или синтетические смолы, например эпоксидную, аминопласты.

Для топливного блока управления можно использовать топливо, состоящее из горючего - криогенный раствор ацетилена в этилене, и окислителя - 26%-й криогенный раствор озона в кислороде. Или можно использовать половинное горение бериллия по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 6»:

2ВеН2+O2=ВеН2+ВеО+h3 O=2ВеО+2Н2+1155 кДж.

Для двигателей коррекции и ориентации также можно использовать топливо по изобретению «Ракетный двигатель Староверова - 6»:

В2Н6+6ВеН2+2HNO3=2BN+6ВеО+10Н 2+3660,5 кДж. /2/

То есть удельное тепловыделение 16,63 кДж/г (МДж/кг). Правда, в последних двух случаях хранить или, по крайне мере, использовать гидрид бериллия следует при температуре примерно 210-220 градусов С, причем без перегрева (разлагается после 240 градусов С), для чего можно использовать радиоактивный источник тепла.

Есть один нюанс - нельзя в атмосфере развивать скорость более 3-5 М, иначе из-за аэродинамического нагрева шашка двигателя может загореться сбоку.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один или несколько каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а если каналов несколько, то они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что более быстро горящим топливом является смесь на основе черного пороха.

3. Двигатель по п.2, отличающийся тем, что для изменения скорости горения этой смеси она частично содержит нитрат аммония вместо нитрата калия, или содержит мелкодисперсные взрывчатые вещества малобризантного действия, например тринитро-м-ксилол, или содержит балластные горючие или негорючие вещества, например гексаметилентетрамин.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что наружная поверхность шашки армирована высокомодульными волокнами, причем волокна ориентированы поперечно оси шашки, или и поперечно, и продольно, или по объемной спирали в разных направлениях.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что наружная поверхность шашки армирована трубой из плавящегося или сгораемого материала.

6. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет несколько продольных каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии наклонные.

7. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет несколько продольных каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем скорость горения лидер-топлива уменьшается.

8. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет несколько продольных каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем скорость горения лидер-топлива и основного топлива уменьшается.

9. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет несколько продольных каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем в задней части двигателя заранее делается центральное конусное углубление, на котором в свою очередь делается еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя.

10. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один или несколько каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а в передней части двигателя с одним центральным каналом находятся еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной.

11. Двигатель по п.10, отличающийся тем, что каналы расположены от переднего торца двигателя до воображаемой поверхности конуса, которую примет фронт одноконусного горения в этой части двигателя, или расположены до другой поверхности, или до плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя.

12. Двигатель по п.11, отличающийся тем, что скорость горения основного топлива на этом участке или на части (частях) его меньше, чем на предыдущем.

13. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один канал на всю длину шашки, заполненный более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а передняя боковая часть двигателя в виде одного или нескольких конусных слоев сделана из основного топлива с большей скоростью горения.

14. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один или несколько каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка (выемки) занимает не всю поверхность заднего торца.

15. Двигатель по п.14, отличающийся тем, что конусная выемка имеет в основании форму звезды.

16. Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа, содержащий шашку твердого ракетного топлива и отличающийся тем, что шашка имеет один или несколько каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо, а скорость горения основного топлива непрерывно или слоями уменьшается на периферии.

17. Способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель ставится на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре.

18. Способ по п.17, отличающийся тем, что горизонтальная поверхность принудительно вращается для стабилизации ракеты вращением.

19. Способ по п.17, отличающийся тем, что на шашке имеются наклонные ракетные двигатели, крепящиеся порознь или на общей эластичной обойме, отделяющиеся после окончания их работы.

20. Способ вертикального старта конического ракетного двигателя, состоящий в том, что двигатель до старта удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности.

www.freepatent.ru

вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя - патент РФ 2453721

Изобретение относится к вкладному заряду торцевого горения ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов из твердого топлива к ракетным двигателям. Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержит резинометаллическую тарель и не менее трех сухарей круглой формы. Тарель включает стальной диск и хвостовик с центральным сквозным отверстием, расположенный со стороны переднего торца заряда. Сухари равномерно установлены вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда. Сухари выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем. Изобретение позволяет упростить изготовление заряда твердого топлива и повысить его надежность. 2 ил.

Рисунки к патенту РФ 2453721

Патентуемое изобретение относится к вкладному заряду торцевого горения и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов из твердого топлива к ракетным двигателям.

Известны конструкции вкладных зарядов торцевого горения, выполненные в виде бесканального моноблока цилиндрической формы, бронированного по боковой поверхности и переднему торцу. Такие заряды свободно вкладываются в камеру сгорания и фиксируются в ней посредством узла крепления, располагаемого между передним днищем камеры сгорания и бронированным торцом заряда. При этом узел крепления приклеивается промежуточным скрепляющим адгезионным составом к переднему торцу заряда или привинчивается к нему винтами. Противоположной частью узел крепления стыкуется с крышкой двигателя с помощью хвостовика с резьбой, как, например, по патенту США № 2479828, кл. 102-98, заявлен 20.11.47 г. и патенту ФРГ № 2117401, кл. F02K 9/04, опубликован 29.03.73 г., или с помощью специальной профильной вставки, как, например, по патенту ФРГ № 1128344, кл. 78d, заявлен 7.10.1965 г.

Основными недостатками таких конструкций являются: во-первых, отсутствие решения задачи одновременной приклейки узла крепления и нанесения бронирующего покрытия на вкладной заряд торцевого горения в процессе его изготовления. Во-вторых, технологическая сложность скрепления переднего торца заряда с узлом крепления, не гарантирующая безотказную работоспособность заряда при действии эксплуатационных нагрузок: температурного перепада, вибраций, ударного действия перегрузок, в том числе осевых перегрузок с направлением в сторону соплового дна, действующих при выбросе ракеты из пусковых устройств и др., поскольку скрепление производится с помощью промежуточных элементов, имеющих различные с бронирующим покрытием и топливом физико-механические (ФМХ), теплофизические и прочностные характеристики. При этом для скрепления необходима разработка специального технологического процесса и материалов для приклейки, поскольку бронирование заряда и приклейка узла крепления производится раздельно.

В качестве прототипа предлагаемого изобретения принята конструкция узла крепления, соответствующая описанию по патенту США № 2479828, кл. 102-98, заявлен 20.11.47 г., опубликовано 23.08.1949 г.

Недостатком данной конструкции является наличие промежуточного клеевого соединения для скрепления переднего торца заряда с узлом крепления, что ухудшает эксплуатационные характеристики заряда вследствие проявления опасных концентраций напряжений по месту соединения из-за различия ФМХ, теплофизических и прочностных характеристик слоя «узел крепления-клеевое соединение-бронепокрытие-топливо».

Технической задачей изобретения является упрощение технологии изготовления заряда за счет совмещения операций бронирования топливного элемента заряда и скрепления его с помощью резинометаллической тарели, что обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик при действии на него внешних воздействующих факторов.

Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержит резинометаллическую тарель, состоящую из стального диска и хвостовика с центральным сквозным отверстием, расположенного со стороны переднего торца заряда. В соответствии с изобретением заряд снабжен «сухарями» круглой формы, не менее трех штук, равномерно установленными вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда, при этом «сухари» выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем.

Техническим результатом настоящего изобретения является совокупность резинометаллической тарели, состоящей из запрессованных в резину стального диска и хвостовика с центральным отверстием для подвода бронирующей массы, расположенного со стороны переднего торца, и «сухарей», гарантирующих равномерное распределение, толщину и вывод бронирующей массы на боковую поверхность и передний торец заряда при его бронировании. При этом формой «сухарей», их расположением и изменением проходного сечения отверстия в хвостовике создается возможность регулирования течения бронирующей массы и изменения технологических режимов бронирования заряда и приклейки к нему узла крепления. Изготовление «сухарей» из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, но предварительно отвержденного, обеспечивает уменьшение контактных напряжений по месту стыка сухарей с бронирующим покрытием и ускоряет процесс изготовления заряда.

На фиг.1 представлен узел крепления вкладного твердотопливного заряда торцевого горения в камере сгорания ракетного двигателя:

1 - стальной диск;

2 - хвостовик с центральным сквозным отверстием;

3 - палец;

4 - резина тарели;

5 - топливный элемент заряда;

6 - «сухари»;

7 - воздушный зазор для заполнения бронирующей массой.

На фиг.2 представлена схема крепления заряда в камере сгорания ракетного двигателя:

8 - бронирующее покрытие;

9 - заряд с узлом крепления;

10 - корпус ракетного двигателя;

11 - переднее днище камеры сгорания ракетного двигателя.

Резинометаллическая тарель представляет собой стальной диск (1) с хвостовиком (2) и пальцем (3), запрессованными в резину тарели (4). Со стороны крепления тарели к топливному элементу заряда (5) резина имеет тарельчатую форму. В хвостовике (2) выполнено сквозное центральное отверстие для подачи через него бронирующего состава. Между внутренней поверхностью тарели (4) и торцом топливного элемента заряда (5) перед бронированием обеспечивается воздушный зазор (7) посредством не менее трех «сухарей» (6) круглой формы, выполненных из того же материала, что и бронирующее покрытие (8), предварительно отвержденных. «Сухари» (6) располагаются равномерно по окружности на внутренней поверхности тарели (фиг.1).

В процессе бронирования топливного элемента (5) бронирующая масса подается через отверстие в хвостовике в воздушный зазор (7), образуемый тарелью (4) и передним торцем топливного элемента (5), посредством «сухарей» (6). Во время отверждения бронирующей массы происходит одновременное приклеивание тарели (4) к топливному элементу (5) и бронирование топливного элемента. «Сухари», изготовленные из материала бронепокрытия, при полимеризации бронепокрытия образуют на переднем торце надежный однородный слой бронепокрытия.

Палец (3) обеспечивает фиксацию заряда (9) в камере сгорания от вращения. При помощи хвостовика (2) заряд крепится к переднему днищу (11) камеры сгорания ракетного двигателя (фиг.2). Таким образом, резинометаллическая тарель надежно фиксирует заряд в камере сгорания ракетного двигателя через скрепление с бронепокрытием переднего торца заряда.

Преимуществом предлагаемой конструкции является упрощение технологии изготовления, исключение промежуточного клеевого соединения, сокращение номенклатуры используемых материалов и повышение работоспособности заряда.

Предлагаемый способ крепления в ракетном двигателе вкладного твердотопливного заряда торцевого горения, с использованием резинометаллической тарели, был успешно применен при отработке ряда зарядов на ФКП «ППЗ» и ОХЗ ФГУП «НИИ ПМ».

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержащий резинометаллическую тарель, состоящую из стального диска и хвостовика с центральным сквозным отверстием, расположенного со стороны переднего торца заряда, отличающийся тем, что заряд снабжен «сухарями» круглой формы не менее трех штук, равномерно установленными вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда, при этом «сухари» выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем.

www.freepatent.ru

Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя

Изобретение относится к вкладному заряду торцевого горения ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов из твердого топлива к ракетным двигателям. Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержит резинометаллическую тарель и не менее трех сухарей круглой формы. Тарель включает стальной диск и хвостовик с центральным сквозным отверстием, расположенный со стороны переднего торца заряда. Сухари равномерно установлены вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда. Сухари выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем. Изобретение позволяет упростить изготовление заряда твердого топлива и повысить его надежность. 2 ил.

 

Патентуемое изобретение относится к вкладному заряду торцевого горения и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов из твердого топлива к ракетным двигателям.

Известны конструкции вкладных зарядов торцевого горения, выполненные в виде бесканального моноблока цилиндрической формы, бронированного по боковой поверхности и переднему торцу. Такие заряды свободно вкладываются в камеру сгорания и фиксируются в ней посредством узла крепления, располагаемого между передним днищем камеры сгорания и бронированным торцом заряда. При этом узел крепления приклеивается промежуточным скрепляющим адгезионным составом к переднему торцу заряда или привинчивается к нему винтами. Противоположной частью узел крепления стыкуется с крышкой двигателя с помощью хвостовика с резьбой, как, например, по патенту США №2479828, кл. 102-98, заявлен 20.11.47 г. и патенту ФРГ №2117401, кл. F02K 9/04, опубликован 29.03.73 г., или с помощью специальной профильной вставки, как, например, по патенту ФРГ №1128344, кл. 78d, заявлен 7.10.1965 г.

Основными недостатками таких конструкций являются: во-первых, отсутствие решения задачи одновременной приклейки узла крепления и нанесения бронирующего покрытия на вкладной заряд торцевого горения в процессе его изготовления. Во-вторых, технологическая сложность скрепления переднего торца заряда с узлом крепления, не гарантирующая безотказную работоспособность заряда при действии эксплуатационных нагрузок: температурного перепада, вибраций, ударного действия перегрузок, в том числе осевых перегрузок с направлением в сторону соплового дна, действующих при выбросе ракеты из пусковых устройств и др., поскольку скрепление производится с помощью промежуточных элементов, имеющих различные с бронирующим покрытием и топливом физико-механические (ФМХ), теплофизические и прочностные характеристики. При этом для скрепления необходима разработка специального технологического процесса и материалов для приклейки, поскольку бронирование заряда и приклейка узла крепления производится раздельно.

В качестве прототипа предлагаемого изобретения принята конструкция узла крепления, соответствующая описанию по патенту США №2479828, кл. 102-98, заявлен 20.11.47 г., опубликовано 23.08.1949 г.

Недостатком данной конструкции является наличие промежуточного клеевого соединения для скрепления переднего торца заряда с узлом крепления, что ухудшает эксплуатационные характеристики заряда вследствие проявления опасных концентраций напряжений по месту соединения из-за различия ФМХ, теплофизических и прочностных характеристик слоя «узел крепления-клеевое соединение-бронепокрытие-топливо».

Технической задачей изобретения является упрощение технологии изготовления заряда за счет совмещения операций бронирования топливного элемента заряда и скрепления его с помощью резинометаллической тарели, что обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик при действии на него внешних воздействующих факторов.

Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержит резинометаллическую тарель, состоящую из стального диска и хвостовика с центральным сквозным отверстием, расположенного со стороны переднего торца заряда. В соответствии с изобретением заряд снабжен «сухарями» круглой формы, не менее трех штук, равномерно установленными вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда, при этом «сухари» выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем.

Техническим результатом настоящего изобретения является совокупность резинометаллической тарели, состоящей из запрессованных в резину стального диска и хвостовика с центральным отверстием для подвода бронирующей массы, расположенного со стороны переднего торца, и «сухарей», гарантирующих равномерное распределение, толщину и вывод бронирующей массы на боковую поверхность и передний торец заряда при его бронировании. При этом формой «сухарей», их расположением и изменением проходного сечения отверстия в хвостовике создается возможность регулирования течения бронирующей массы и изменения технологических режимов бронирования заряда и приклейки к нему узла крепления. Изготовление «сухарей» из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, но предварительно отвержденного, обеспечивает уменьшение контактных напряжений по месту стыка сухарей с бронирующим покрытием и ускоряет процесс изготовления заряда.

На фиг.1 представлен узел крепления вкладного твердотопливного заряда торцевого горения в камере сгорания ракетного двигателя:

1 - стальной диск;

2 - хвостовик с центральным сквозным отверстием;

3 - палец;

4 - резина тарели;

5 - топливный элемент заряда;

6 - «сухари»;

7 - воздушный зазор для заполнения бронирующей массой.

На фиг.2 представлена схема крепления заряда в камере сгорания ракетного двигателя:

8 - бронирующее покрытие;

9 - заряд с узлом крепления;

10 - корпус ракетного двигателя;

11 - переднее днище камеры сгорания ракетного двигателя.

Резинометаллическая тарель представляет собой стальной диск (1) с хвостовиком (2) и пальцем (3), запрессованными в резину тарели (4). Со стороны крепления тарели к топливному элементу заряда (5) резина имеет тарельчатую форму. В хвостовике (2) выполнено сквозное центральное отверстие для подачи через него бронирующего состава. Между внутренней поверхностью тарели (4) и торцом топливного элемента заряда (5) перед бронированием обеспечивается воздушный зазор (7) посредством не менее трех «сухарей» (6) круглой формы, выполненных из того же материала, что и бронирующее покрытие (8), предварительно отвержденных. «Сухари» (6) располагаются равномерно по окружности на внутренней поверхности тарели (фиг.1).

В процессе бронирования топливного элемента (5) бронирующая масса подается через отверстие в хвостовике в воздушный зазор (7), образуемый тарелью (4) и передним торцем топливного элемента (5), посредством «сухарей» (6). Во время отверждения бронирующей массы происходит одновременное приклеивание тарели (4) к топливному элементу (5) и бронирование топливного элемента. «Сухари», изготовленные из материала бронепокрытия, при полимеризации бронепокрытия образуют на переднем торце надежный однородный слой бронепокрытия.

Палец (3) обеспечивает фиксацию заряда (9) в камере сгорания от вращения. При помощи хвостовика (2) заряд крепится к переднему днищу (11) камеры сгорания ракетного двигателя (фиг.2). Таким образом, резинометаллическая тарель надежно фиксирует заряд в камере сгорания ракетного двигателя через скрепление с бронепокрытием переднего торца заряда.

Преимуществом предлагаемой конструкции является упрощение технологии изготовления, исключение промежуточного клеевого соединения, сокращение номенклатуры используемых материалов и повышение работоспособности заряда.

Предлагаемый способ крепления в ракетном двигателе вкладного твердотопливного заряда торцевого горения, с использованием резинометаллической тарели, был успешно применен при отработке ряда зарядов на ФКП «ППЗ» и ОХЗ ФГУП «НИИ ПМ».

Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержащий резинометаллическую тарель, состоящую из стального диска и хвостовика с центральным сквозным отверстием, расположенного со стороны переднего торца заряда, отличающийся тем, что заряд снабжен «сухарями» круглой формы не менее трех штук, равномерно установленными вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда, при этом «сухари» выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем.

www.findpatent.ru

Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения (варианты)

Изобретение относится к ракетам, в частности к ракетам с бескорпусными бессопловыми двигателями торцевого горения. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения содержит головную часть и шашку твердого ракетного топлива. В одном варианте исполнения, ракета имеет расположенную на твердотопливной шашке скользящую втулку со стабилизаторами. На втулке имеются крыльчатки с валами, на которые наматываются нити, соединенные с головной частью ракеты. В другом варианте, на головной части ракеты установлена крыльчатка с косыми или с поперечными лопастями и соединена со шпулями. Шпули соединены нитью со скользящей втулкой и стабилизаторами. В другом варианте, ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей. Нити соединены со скользящей втулкой и стабилизаторами. В другом варианте, каждый стабилизатор ракеты выполнен из нескольких стабилизаторов, приклеенных к шашке двигателя и соединенных в одной плоскости «нос в хвост» соединением «выступ-паз». В другом варианте, ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой с газовыми рулями или интерцепторами. Достигается повышение управляемости ракеты. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетам, преимущественно боевым.

Известен бескорпусный бессопловой двигатель торцевого горения, не имеющий ни корпуса, ни сопла и состоящий на 99% из цилиндрической шашки твердого ракетного топлива особой структуры. Однако проблемой является установка на ракету с таким двигателем стабилизаторов. При горении шашки она укорачивается, и если бы на ней были установлены стабилизаторы, то они скоро отвалились бы или перекосились бы.

При использовании таких ракет из трубчатых направляющих с пазом или без паза для закрутки ракеты нет никаких сложностей. Нет никаких сложностей и с ракетами, имеющими гироскопическую систему управления, правда, управляющим элементом здесь могут быть только или «Регрессивная флюгерная «утка» по пат. №2410286, или газодинамической управление с помощью вспомогательного двигателя в головной части ракеты. Однако при использовании таких ракет в качестве маневренных противосамолетных ракет возможны некоторые сложности - ракете желательно иметь оперение, причем, довольно развитое, что совершать маневры с определенной перегрузкой. Для этого возможны следующие варианты ракет.

ВАРИАНТ 1. Ракета имеет расположенную на твердотопливной шашке скользящую втулку со стабилизаторами, причем на втулке имеются крыльчатки с валами, на которые наматываются нити, соединенная с головной частью ракеты. Под действием набегающего потока воздуха крыльчатка вращается, и на вал наматывается нить, подтягивая втулку вперед (все направления даны относительно направления полета). Желательно, чтобы крыльчатка имела косо расположенные лопасти, то есть, чтобы она имела вид воздушного винта, точнее - турбинки (см. фиг.1).

Чтобы уменьшить аэродинамическое сопротивление намотанной нити, валы крыльчаток можно располагать в вырезах стабилизаторов.

Однако при этом скорость подмотки нити меняется в зависимости от скорости ракеты, что особенно заметно при пуске с земли. В то время, как скорость горения шашки примерно постоянна. Чтобы избежать этого недостатка, вал крыльчатки может быть расположен под углом к набегающему потоку так, чтобы внешняя (то есть - дальняя от продольной оси ракеты) лопасть крыльчатки была параллельна потоку или даже имела отрицательный угол атаки по отношению к запланированному направлению вращения. В этом случае крыльчатка под действием набегающего потока вращаться почти не будет, а будет вращаться только тогда, когда внутренняя лопасть крыльчатки попадет в конус истекающих из двигателя газов. В этом случае скорость вращения крыльчатки будет саморегулироваться по мере продвижения обоймы к головной части ракеты: при интенсивной подмотке внутренняя лопасть крыльчатки выходит из конуса истекающих газов и подмотка замедляется, и наоборот, если подмотка замедлилась, крыльчатка полнее входит в конус истекающих газов и скорость подмотки увеличивается.

На крыльчатке желательно иметь не менее 6 лопастей.

Крыльчатка может быть и с поперечно расположенными лопастями и установлена при этом в заглубленном положении в концах консолей стабилизаторов, как роллероны.

На фиг.1 показан данный вариант изобретения, где: 1 - шашка двигателя, 2 - втулка на ней, 3 - стабилизаторы на втулке, 4 - вал, установленный в подшипниках скольжения в вырезах стабилизатора, 5 - крыльчатка (обратите внимание, на нижнем на рисунке вале видно, что вал расположен под углом к набегающему потоку, а внешняя лопасть расположена параллельно потоку, то есть не создает вращающего момента, вращающий момент создает внутренняя, не видимая на рисунке лопасть крыльчатки). На вал 4 наматывается нить 6, пропущенная через ушко 7. Пунктирными линиями 8 показан конус истекающих из двигателя газов.

Работает ракета так: крыльчатка 5 под действием истекающих газов 8 вращается, нить 6 наматывается на вал 4, и втулка 2 автоматически подтягивается к головной части ракеты по мере обгорания торца двигателя.

ВАРИАНТ 2. Крыльчатка с косыми или с поперечными лопастями может быть установлена и на головной части ракеты - это несколько уменьшит аэродинамическое сопротивление ракеты вследствие того, что нитяные шпули будут спрятаны в корпусе головной части ракеты. При этом система подтягивания нити может содержать редуктор (например, червячный) и центробежный стабилизатор частоты вращения. Скорость подтягивания при этом должна рассчитываться чуть больше, чем линейная скорость горения шашки двигателя.

ВАРИАНТ 3. Мощность, необходимая для подтягивания втулки со стабилизаторами, сравнительно небольшая. Поэтому ее подтягивание может осуществляться электродвигателем. Такая ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нити.

Для постоянства скорости подмотки электродвигатель может питаться от электронной схемы стабилизации частоты вращения (такие схемы хорошо известны и здесь не рассматриваются). Скорость подтягивания при этом также должна рассчитываться чуть больше, чем линейная скорость горения шашки двигателя.

Варианты 2, 3 графически не иллюстрируются и работают аналогично варианту 1.

Варианты 1, 2, 3 могут хорошо работать с трубчатыми пусковыми направляющими, например, на гранатомете или на ПЗРК - втулка со стабилизаторами подводится к горловине направляющей, а нить собирается в змейку рядом. При пуске за счет инерции втулка соскакивает к задней части ракеты.

ВАРИАНТ 4. Решить проблему отваливающихся стабилизаторов можно по-другому: каждый стабилизатор выполнен из нескольких стабилизаторов, приклеенных к шашке двигателя, и соединенных в одной плоскости «нос в хвост» соединением «выступ-паз».

Приклеенные стабилизаторы постепенно отваливаются по мере обгорания торца двигателя, и такие стабилизаторы постепенно укорачиваются в процессе полета.

На фиг.2, 3 показан четвертый вариант ракеты, где: 1 - шашка двигателя, 3 - приклеенные к ней «нос в хвост» небольшие стабилизаторы. Передний стабилизатор крепится к головной части ракеты. При управлении ракетой не в двух плоскостях, а в одной плоскости и по крену, два стабилизатора из четырех могут быть гораздо меньших размеров (верхний на чертеже).

Работает ракета так: по мере обгорания торца двигателя ненужные части стабилизаторов отваливаются.

ВАРИАНТ 5. Этот вариант предназначен преимущественно для ракет, выходящих за пределы атмосферы, но может использоваться и в атмосфере.

Эта ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой с газовыми рулями или интерцепторами. Причем нити выполнены электропроводными из металла или из углеволокна, и соединены с системой электропитания и управления.

Для позиционирования втулки на ней может иметься датчик огня.

Работает ракета так: по нитям подаются команды и электропитание газовым рулям или интерцепторам. А датчик огня регулирует подмотку нитей так, чтобы втулка всегда была на заданном расстоянии от торца двигателя.

Формула изобретения

1. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что имеет расположенную на твердотопливной шашке скользящую втулку со стабилизаторами, причем на втулке имеются крыльчатки с валами, на которые наматываются нити, соединенные с головной частью ракеты.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что валы крыльчаток расположены в вырезах стабилизаторов.

3. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что вал крыльчатки расположен под углом к набегающему потоку так, чтобы внешняя (то есть - дальняя от продольной оси ракеты) лопасть крыльчатки была параллельна потоку или даже имела отрицательный угол атаки по отношению к запланированному направлению вращения.

4. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что крыльчатка с поперечно расположенными лопастями установлена в заглубленном положении в концах консолей стабилизаторов.

5. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что крыльчатка с косыми или с поперечными лопастями установлена на головной части ракеты и соединена со шпулями, которые соединены нитью со скользящей втулкой со стабилизаторами.

6. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой со стабилизаторами.

7. Ракета по п.6, отличающаяся тем, что электродвигатель питается от электронной схемы стабилизации частоты вращения для постоянства скорости подмотки.

8. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что каждый стабилизатор выполнен из нескольких стабилизаторов, приклеенных к шашке двигателя, и соединенных в одной плоскости «нос в хвост» соединением «выступ-паз».

9. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой с газовыми рулями или интерцепторами.

10. Ракета по п.9, отличающаяся тем, что нити выполнены электропроводными из металла или из углеволокна и соединены с системой электропитания и управления, а на втулке имеется датчик огня.

bankpatentov.ru

Ракетный двигатель твердого топлива (варианты)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке ракетных двигателей твердого топлива с вкладными бронированными зарядами. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, воспламенитель, размещенный в передней или в задней части двигателя, утопленный в корпус многосопловой блок и вкладной заряд твердого ракетного топлива, размещенный в корпусе и бронированный по боковой поверхности и торцу. Многосопловой блок размещен в передней или задней части двигателя. На заряд со стороны бронированного торца установлен плотно, с натягом чехол из упругоэластичного материала, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда, бронированным торцом заряда и днищем двигателя. Длина чехла составляет 0,1…1,0 длины забронированного участка боковой поверхности заряда. Изобретение позволяет снизить дымообразование и повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива с вкладным зарядом за счет исключения перетоков продуктов сгорания над бронированной поверхностью заряда. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с вкладным бронированным зарядом твердого ракетного топлива (ТРТ) и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении РДТТ.

Известны конструкции РДТТ с вкладными бронированными по наружной поверхности зарядами ТРТ по патентам: RU 2259495, RU 2164616, RU 2079689, RU 2282741, RU 2305201, RU 2233991, RU 2179989, US 3564845.

Общей технической проблемой при реализации известных конструкций такого класса является сложность исключения при работе РДТТ перетоков высокотемпературных газообразных продуктов сгорания (ПС) в камере сгорания (КС) над бронированной наружной поверхностью заряда. Как правило, в таких конструкциях РДТТ с целью исключения перетоков ПС организуют застойную зону (Фиг.1), например, путем выполнения кольцевого уступа на бронепокрытии (11) боковой поверхности заряда (6) с установкой между уступом и диафрагмой (5) опорной поверхности КС эластичной уплотнительной прокладки (8). Исключение перетоков ПС в этом случае обеспечивается как за счет прямого механического поджатия заряда пружиной (4) к уплотнительной прокладке (8), так и за счет осевого перепада давления в КС (Δp=p1-р2), где p1 - давление в головной части двигателя, р2 - давление в предсопловом объеме. Это позволяет исключить прогар бронепокрытия и аномальное (нерасчетное) горение заряда и функционирование РДТТ.

Близким аналогом и достаточно эффективной из известных конструкций РДТТ рассматриваемого типа является конструкция заряда для РД по пат. RU 2305201, МПК F02K 9/22, заявка RU 2005139878 от 20.12.2005 г., предусматривающая (Фиг.2) прочное скрепление бронированного по наружной поверхности заряда (6) ТРТ с задним днищем (9) с использованием (12) жидковязкого полимеризующегося состава (ЖВПС) с монолитным заполнением последним бокового зазора между корпусом и наружной поверхностью заряда и с исключением адгезии полимеризующегося состава к наружной поверхности заряда. Такая конструкция позволяет, с одной стороны, обеспечить надежную фиксацию заряда в КС, с другой стороны, обеспечить разгрузку соплового торца заряда от воздействия сжимающих напряжений, а за счет заполнения бокового зазора ЖВПС между зарядом и стенкой камеры сгорания ГГ (РДТТ) практически исключить воздействие высокотемпературных продуктов сгорания ТРТ на боковое (11) бронепокрытие заряда. Это, в свою очередь, позволяет обеспечить эффективность и надежность работы как заряда, так и РДТТ. Однако существенными недостатками указанной конструкции являются низкая технологичность и сложность ее реализации при вклейке заряда ТРТ в корпус, обусловленные как существенными трудовыми, так и энергетическими и временными затратами при осуществлении полимеризации ЖВПС. А также повышенное дымообразование при работе РДТТ, обусловленное активным термическим разложением как бронепокрытия заряда, так и заполняющего зазор состава (ЖВПС).

Известна также конструкция РДТТ по пат. RU 2079689 С1 (заявка 94004166 от 02.08.1994, МПК F02K 9/08) по основным сходным признакам с патентуемой конструкцией и принятая авторами за прототип. Основной недостаток прототипа - отсутствие дополнительной термозащиты бронепокрытия, что не позволяет гарантированно обеспечить работоспособность заряда, в т.ч. по требуемому уровню дымообразования.

Технической задачей изобретения является разработка конструкции РДТТ с торцевым или канально-торцевым бронированным по боковой поверхности зарядом ТРТ, обеспечивающим надежность работы РДТТ, за счет исключения перетоков ПС над бронированной поверхностью заряда с обеспечением низкого уровня дымообразования при работе ракетного двигателя.

Технический результат изобретения заключается в выполнении РДТТ с утопленным в корпус двигателя многосопловым блоком и размещенными в корпусе двигателя воспламенителем и вкладным зарядом ТРТ канально-торцевого горения, бронированного по боковой поверхности и заднему торцу. При этом многосопловой блок (10) двигателя и воспламенитель (2) заряда установлены в передней части двигателя (Фиг.3), а со стороны заднего торца на заряд установлен чехол (14) из упругоэластичного материала плотно, с натягом, контактирующий с боковым бронепокрытием (11) заряда и его задней бронированной поверхностью и задним торцом. При этом заряд выполнен из баллиститного либо смесевого твердого ракетного топлива, бронепокрытие (11) - из термопластичного бронематериала на основе ацетилцеллюлозы либо на основе акрилатных, полиуретановых композиций, а чехол (14) - из упругоэластичного материала, например из резины ИРП 3010. При этом воспламенитель может быть установлен не в передней, а задней части двигателя.

Технический результат также заключается в выполнении РДТТ с многосопловым блоком и воспламенителем в задней части двигателя (Фиг.4). При этом в корпусе РДТТ размещен вкладной заряд ТРТ торцевого или канально-торцевого горения, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, а со стороны переднего торца на заряд установлен чехол из упругоэластичного материала плотно, с натягом, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда и его передним бронированным торцом и передним днищем двигателя. При этом заряд выполнен из баллиститного либо смесевого твердого ракетного топлива, бронепокрытие - из термопластичного бронематериала на основе ацетилцеллюлозы либо на основе акрилатных, полиуретановых композиций, а чехол (14) из упругоэластичного материала, например резины ИПР 3010.

Для патентуемых конструктивных вариантов РДТТ длину чехла по боковой поверхности заряда выполняют в пределах (0,1…1,0)Lбр, где Lбp - длина забронированного участка по боковой поверхности заряда.

Патентуемое изобретение поясняется на фигурах.

Фиг.1. Конструкция РДТТ с застойной зоной у соплового торца заряда.

Фиг.2. Конструкция прототипа (пат. RU 2305201).

Фиг.3. Патентуемая конструкция РДТТ с "утопленным" многосопловым блоком и воспламенителем в передней части двигателя.

Фиг.4. Патентуемая конструкция РДТТ с "утопленным" многосопловым блоком и воспламенителем в задней части двигателя.

На Фиг.1, Фиг.2, Фиг.3, Фиг.4 обозначены:

1 - переднее днище двигателя

2 - воспламенитель

3 - рассекатель

4 - пружина

5 - диафрагма

6 - заряд ТРТ

7 - корпус камеры сгорания РДТТ

8 - уплотнительная прокладка

9 - заднее днище двигателя

10 - сопловой блок

11 - бронепокрытие заряда ТРТ

12 - ЖВПС

13 - сопловая заглушка

14 - упругоэластичный чехол.

Сущность изобретения заключается в оснащении бронированного по боковой поверхности и торцу заряда (торцевого либо канально-торцевого горения) дополнительным термозащитным покрытием в виде чехла из упругоэластичного материала, плотно, с натягом, установленного на торцевую и боковую поверхности заряда. За счет плотного контакта чехла с бронепокрытием заряда удается обеспечить дополнительную термозащиту (бронезащиту) заряда, уменьшить воздействие высокотемпературных ПС твердого ракетного топлива на бронепокрытие заряда со стороны его наружной поверхности. В патентуемом изобретении в основном обеспечивается положительный эффект изобретений по пат. RU 2305201 (аналог) и пат. RU 2079689 (прототип). Однако реализация конструкции аналога сопровождается сложным технологическим процессом, включающим приготовление жидковязкого полимеризирующегося состава (ЖВПС), дозирование его в корпус двигателя, погружение заряда в корпус с осуществлением его центрирования, с предварительным нанесением на боковую бронированную поверхность заряда антиадгезионного подслоя и последующую полимеризацию скрепляющего состава при повышенной температуре, а в конструкции прототипа отсутствует внешняя дополнительная термозащита бронепокрытия. В патентуемой конструкции исключены указанные недостатки аналога и прототипа с обеспечением положительного эффекта - повышение надежности работы РДТТ с бронированным по боковой поверхности зарядом с обеспечением низкого дымообразования РДТТ, что весьма существенно при использовании последних в составе управляемых ракет, наводимых на цель по оптической линии визирования. Использование упругоэластичного чехла позволяет также за счет подбора толщины его торцевого участка компенсировать свободный (сборочный) осевой зазор при снаряжении зарядом корпуса РДТТ, что позволяет ограничить перемещение заряда в корпусе (РДТТ), снижает контактные напряжения на опорном торце заряда и способствует повышению эксплуатационной надежности заряда.

В патентуемой конструкции РДТТ (Фиг.3, Фиг.4) при срабатывании воспламенителя (2) в герметичной КС с сопловыми заглушками (13), вскрывающимися при нормированном давлении в КС (как правило, 30…50 кгс/см2), за счет волны давления от ПС воспламенительного состава, заряд плотно через упругоэластичный чехол (14) поджимается торцевой бронированной поверхностью к переднему (1) либо заднему днищу (9) РДТТ. Это исключает перетоки ПС после воспламенения ТРТ заряда над бронированными поверхностями. Последнее обеспечивает повышение надежности работы РДТТ и его низкое дымообразование. Указанный эффект экспериментально подтвержден при огневых стендовых испытаниях вариантов патентуемых конструкций РДТТ с замером параметров дымообразования в соответствии с пат. RU 2233991. Уменьшение дымообразования достигается за счет снижения термически разлагаемой массы бронепокрытия в процессе работы РДТТ, за счет дополнительной тепловой защиты бронепокрытия боковой поверхности заряда.

Выполнение длины чехла не менее 0,1Lбр обеспечивает эффективное уплотнение по торцу заряда, что гарантирует исключение перетоков газообразных ПС над боковой поверхностью заряда. Верхний предел по длине чехла обеспечивает надежную термозащиту бокового бронепокрытия с низкой термостойкостью (например, на основе ацетилцеллюлозы, патент RU 2179989). Промежуточные значения Lбp могут быть применены для бронепокрытий со сравнительно высокой термостойкостью, например, на основе наполненных бездымными добавками (гидразадикарбонамид и др. акрилатных соединений).

В основу патентуемого технического решения заложены следующие предложения:

1. Заряды ТРТ выполнены вкладными (не скрепленными с корпусом РДТТ), с возможностью свободного (но ограниченного габаритными размерами КС) перемещения внутри корпуса РДТТ.

2. Заряды ТРТ выполнены малогабаритными (проверенный диапазон: длина - до 0,5 м, калибр - до 0,15 м, масса от 0,5 до 8,0 кг).

3. Воспламенитель заряда выполняется с массой навески (mв), достаточной для эффективного воспламенения заряда и создания волны давления для перемещения заряда к днищу двигателя и плотного поджатия к нему через чехол из упругоэластичного материала (mв=1,0…8,0 г дымного ружейного пороха).

4. Заряды выполнены бронированными по торцу и боковой поверхности.

5. На заряд плотно, с натягом установлен чехол из упругоэластичного материала.

РДТТ работает следующим образом (Фиг.3, Фиг.4). После подачи импульса на пиропатрон срабатывает воспламенитель (2). За счет волны давления от продуктов сгорания (ПС) воспламенителя заряд (6) ТРТ перемещается к переднему (1) либо заднему (9) днищу и плотно поджимается к нему через упругоэластичный чехол (14). ПС воспламенителя воспламеняют небронированные поверхности заряда ТРТ. Образующиеся продукты сгорания ТРТ заряда, истекая через сопловой блок РДТТ, обеспечивают тягу (R) двигателя. При этом во всех конструктивных вариантах патентуемого РДТТ обеспечивается поджатие бронированного торца заряда (с установленным на нем чехлом (14) (из упругоэластичного материала) к переднему (1) либо заднему (9) днищам двигателя, что обеспечивает закономерное горение ТРТ заряда по эквидистантным поверхностям с исключением прогара бронепокрытия (11) и уменьшенным его термическим разложением (дымообразованием) в целом.

Положительный эффект изобретения подтвержден при реализации конкретных конструкций РДТТ, а именно:

1. В конструкции РДТТ с утопленным сопловым блоком в задней части двигателя с использованием малогабаритного бронированного по наружной поверхности и переднему торцу заряда из медленно- и среднегорящих баллиститных ТРТ со скоростью горения при Рк=40кг/см2 от 2,5 до 12 мм/с при температуре (Т) 20°С (Рк - давление в КС РДТТ).

2. В конструкции РДТТ с утопленным сопловым блоком в задней части двигателя с использованием заряда из быстрогорящего баллиститного ТРТ, бронированного по боковой поверхности и переднему торцу массой 5…8 кг. ТРТ имело скорость горения (U) при Рк=100 кгс/см2, Т=20°С, U=18…24 мм/с.

3. В конструкции РДТТ с утопленным сопловым блоком в передней части двигателя с канальным зарядом из медленногорящего баллиститного ТРТ, бронированного по боковой поверхности и заднему торцу массой 1,5…2,0 кг со скоростью горения топлива при Рк=40 кгс/см2, Т=20°С, U=2,8-3,5 мм/с.

4. В конструкции РДТТ с утопленным сопловым блоком РДТТ в передней части двигателя и воспламенителем, размещенным в передней части двигателя с канальным зарядом, бронированным по боковой поверхности, заднему торцу и каналу. При этом ТРТ заряда имело скорость горения 18…24 мм/с при Рк=100 кгс/см2, Т=20°С.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, воспламенитель, утопленный в корпус многосопловой блок, размещенный в передней части двигателя, и вкладной заряд твердого ракетного топлива канально-торцевого горения, размещенный в корпусе и бронированный по боковой поверхности и заднему торцу, отличающийся тем, что воспламенитель размещен в передней или задней части двигателя, а на заряд со стороны заднего бронированного торца установлен плотно с натягом чехол из упругоэластичного материала, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда, задним бронированным торцом заряда и задним днищем двигателя, при этом длина чехла составляет (0,1…1,0)Lбр, где Lбр - длина забронированного участка боковой поверхности заряда.

2. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, воспламенитель, размещенный со стороны задней части двигателя, утопленный в корпус многосопловой блок и размещенный в корпусе вкладной заряд твердого ракетного топлива, бронированный по боковой поверхности и торцу, отличающийся тем, что заряд твердого ракетного топлива бронирован по переднему торцу и представляет собой заряд торцевого или канально-торцевого горения, многосопловой блок размещен со стороны задней части двигателя, а на заряд со стороны переднего бронированного торца установлен плотно с натягом чехол из упругоэластичного материала, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда, передним бронированным торцом заряда и передним днищем двигателя, при этом длина чехла составляет (0,1…1,0)Lбр, где Lбp - длина забронированного участка боковой поверхности заряда.

www.findpatent.ru

Ракетный двигатель РДК-Х3-300

Первая проба бессопловика БРДК-3-300 калибра 30 мм поставила много вопросов. Но возвращаться к бессопловой схеме мне не хотелось, поэтому перенес решение этих вопросов на полусопловой вариант такого же калибра. Естественно все положительные наработки и часть оснастки тоже были использованы. Полусопловой РДТТ РДК-Х3-300 трудно назвать экспериментальным мотором. Работа над ошибками предыдущей схемы дала положительный результат, новый мотор сразу отработал без проблем и вполне годится к летному применению. Его можно считать увеличенным аналогом РДК-Х3, однако, в технологии изготовления заметные отличия, связанные с приличными габаритами мотора и взятым курсом на допустимые упрощения. Собственно задача стояла, используя положительный опыт полусоплового мотора РДК-Х3, создать его увеличенный аналог, не требующий сложных технологических операций. Первое впечатление, что это удалось.

Схема двигателя показана на рис.1. Конструкция традиционно элементарна.

ТОПЛИВО
Топливо стандартное - плавленая сорбитовая карамель. Двигатель рассчитан на 290-300 г топлива вместе с трассером.
КОРПУС
Корпус намотан из 2-х листов рисовальной бумаги формата А3 на силикатном клею. Она немного тоньше ватмана и удобнее в работе, но ватман тоже годится. От эпоксидки решил уйти по двум причинам. Во-первых, технология сложнее. Во-вторых, что стало решающим фактором, адгезия пропитанного смолой корпуса с карамелью оставляет желать лучшего.

Оправка та же что и для бессопловика - пластиковый прижимной барабан от старого принтера Ø30 мм. Длина корпуса получается по ширине листа - 293 мм. Вес корпуса получается ~50 г.

СОПЛО

Сопло или "полусопло" традиционное для этого типа двигателей. Является как бы продолжением шашки. Состав - эпоксидка с 20% мелкодисперсного наполнителя типа алюминиевая пудра или гипс. Расширение отсутствует. Диаметр критики равен диаметру канала - 10 мм. Длина сопла равна внутреннему диаметру корпуса, т.е. 1 калибр. Вес сопла 22-25 г.

ЗАЖИГАНИЕ
Хотел бы обратить внимание заинтересованного читателя на систему зажигания мотора РДК-Х3-300. На первый взгляд ничего особенного - стандартный нихромовый воспламенитель со спичечной обмазкой, вставленный через сопло в канал мотора. Но, в том-то и дело, что обычный, а не из серии высокотемпературных ВЗК. И обмазки взято по-минимуму. Тут я решил проверить предположение, что для резкого выхода мотора на режим совсем не нужны мощные воспламенители. Главное обеспечить зажигание в верхней точке канала. Применение больших и горячих запалов, на самом деле, может выйти боком. Во-первых, запал может просто выбить из канала под действием собственных газов и зажигание не произойдет там, где надо, а, значит, требуются специальные меры крепления. Во-вторых, неправильно подобранная мощность запала может привести и к более печальным последствиям - локальный перегрев шашки чреват взрывом.

Небольшой не слишком горячий запал, закрепленный в канале только за счет трения провода, не будет вышиблен из-за малого количества собственных газов и гарантированно воспламенит топливо в нужной точке. А далее горячие продукты сгорания самого топлива сами достаточно быстро приведут к воспламенению по всей поверхности заряда. Собственно, это предположение полностью подтвердилось в проведенном испытании.

Я ни в коем случае не призываю отказываться от высокотемпературных запалов, для некоторых топлив без них просто не обойтись. Но, в любом случае, надо четко понимать, что нужно от двигателя и разделять два понятия - "быстрый" выход на режим и "резкий" выход на режим.

Быстрый выход на режим - это выход мотора на рабочую тягу за минимальное время от момента подачи команды. Это бывает нужно в достаточно специфических случаях. Например, при заводке сразу нескольких моторов одновременно, или при зажигании двигателя второй ступени и т.п.

Резкий выход на режим не предполагает специальных ограничений на промежуток времени между командой и выходом мотора на расчетную тягу. Конечно, он должен быть достаточно разумным, хотя бы в пределах 1-2 секунд. Главное, чтобы время выхода мотора от нулевой тяги до расчетной было минимальным, что обеспечивает бодрый старт ракеты и отсутствие проблем с устойчивостью на взлете. Понятно, что для одноступенчатой ракеты с одним мотором резкого выхода на режим вполне достаточно.

СБОРКА

Для формовки заряда используется оборудование, сделанное под бессопловик БРДК-3-300. Предлагаемая схема формирования заряда представлена на рис.2.

Для начала затыкаем корпус со стороны сопла короткой деревянной пробкой на глубину будущего эпоксидного сопла. Пробку необходимо обернуть тонкой пленкой от бутербродных пакетов. На пробку поверх пленки кладется картонная шайба с отверстием под канал, плотно входящая в корпус мотора.

Дальше начинаем зарядку. Сначала взвешиваем конструкцию без топлива. Затем начинаем закладку топлива. Корпус достаточно широкий, чтобы без проблем укладывать чайной ложкой небольшие порции топлива.

После каждой порции надо проделать утряску с помощью металлического стержня, постукивая по корпусу. Процесс укладки контролируется визуально, с помощью налобного светодиодного фонаря. Периодически взвешиваем мотор, определяя вес заряда. Все эти несложные ухищрения позволяют достаточно быстро и качественно зарядить мотор. Заряжаем 250-260г карамели.

Пока топливо не застыло надо сформировать канал. На металлический стержень, диаметром 7 мм, в качестве которого можно взять стандартную шпильку длинной 400 мм, наматывается плотная рисовальная бумага до диаметра 10 мм. Это важный момент, бумажная трубка должна иметь собственную жёсткость. Намотка делается плотно, но так, чтобы шпилька легко вынималась из намотки. Поверх бумаги накладываем пару витков скотча. С торцевой части скотч должен выступать за пределы стержня. Эту выступающую часть закручиваем и слегка оплавляем зажигалкой, организуя, таким образом, защиту от прилипания топлива. С другой сторроны намотка должна не доходить до резьбы миллиметров 10. В этом месте плотно наматываем несколько витков изоленты, которая не позволит сползти намотке при вставлении шпильки в топливо.

Стержень с намоткой должен легко, но без болтанки проходить через центральное отверстие направляющих пробок. Верхняя направляющая пробка та же, что в БРДК-3-300. После закладки топлива, она вставляется с верхнего торца корпуса, но сначала прямо на топливо кладем еще одну картонную шайбу. Итак, пока топливо жидкое, вставляем направляющую и в её отверстие проталкиваем слегка смазанный маслом стержень вплоть до выхода его с другой стороны на 20-25 мм. Освобождаем выступающую часть от намотки, и накидываем шайбу с гайкой или барашком.

С обратной стороны также накидываем шайбу с гайкой и поджимаем. Жмем без фанатизма, но плотно. Следим, чтобы нижняя пробка не смещалась относительно корпуса. Оставляем застывать. Через пару часов можно проверить затяжку и поджать по необходимости.

После застывания карамели вынимаем направляющие пробки. Вытаскивать стержень не спешим. Сначала сделаем сопло. Делаем бортик из скотча, выступающий на 10 мм над краем корпуса, и в образовавшуюся ванночку заливаем смесь эпоксидки и 20% порошка алюминия или гипса выше края корпуса на 5-6 мм. По застывании смолы образуется стандартное уже отработанное на моторе РДК-Х3 "полусопло".

Вот теперь можно заняться извлечением стержня. Впрочем, заниматься по факту оказывается практически нечем. Шпилька извлекается легко, без усилий. А оставшуюся в канале намотку вытаскиваем способом, предложенным ракетчиком Serge77. Двумя длинными спицами цепляем край бумаги и наматываем её на спицы. Рулон отслаивается от карамели и элементарно вынимается. Провернуть спицы руками не очень удобно, надо помочь себе плоскогубцами. Больших усилий тут тоже не нужно. Канал и сопло сформированы.

Далее затыкаем любым способом канал, например, стержнем диаметром 10мм, и закладываем трассер нужной нам длины. Поверх трассера, опять-таки, кладем картонную шайбу, только без канального отверстия.

После застывания трассера, нам остаётся только сделать заглушку. Так же делаем ванночку из пленки с другой стороны корпуса, и заливаем эпоксидку, опять-таки, выше края корпуса на 5-6 мм.

После застывания эпоксидки убраем пленку и вставляем запал до упора в верхнюю точку канала. Чтобы запал не вываливался, провод изгибаем змейкой, чтобы он держался в канале за счет трения.

Мотор готов.

ХАРАКТЕРИСТИКИ
Параметры двигателя получаются такие:   - длина 305 мм   - диаметр 34.5 мм   - калибр 30 мм   - вес 395 г   - длина заряда 250 мм   - диаметр заряда 30 мм   - длина канала 210 мм   - диаметр канала 10 мм   - вес заряда полный 280 г   - вес заряда в тяге 255 г

Испытания двигателя РДК-Х3-300 были проведены 23.10.2011 на стенде ТСК-3 Двигатель отработал отлично. Время выхода на режим не превысило 0,03 с.

Снятые характеристики сформировались в интересный профиль тяги на подобии двухрежимника, рис.3. Физика явления не очень понятна, но это ничуть не умоляет результата - хорошей тяги до 23 кг, и вполне достойного удельного импульса 92 с. Расчет, как обычно, проведен в программе ALTIMMEX, которая дала весьма перспективные прогнозы по полету ракеты типа Циклон с таким мотором.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Ревизия мотора после испытания не выявила никаких дефектов. Разгар сопла исключительно равномерный до диаметра 14,5 мм.

В результате удалось отработать простую и беспроблемную технологию достаточно крупного мотора. Никаких сложных материалов и тех. процессов, разве что необходимо достаточно точно выполнить направляющую для каналообразующего стержня. Сам мотор РДК-Х3-300 получился очень легким и тяговитым, хотя, возможно, из него можно выжать больше за счет увеличения удлинения шашки.

В качестве дополнения, удалось проверить определяющую роль положения точки воспламенения для резкого выхода мотора на режим.

Хочу обратить внимание, что от свободного формирования канала только за счет верхней направляющей пришлось отказаться, поскольку точность направления канала оказалась не достаточной, а в полусопловом моторе она очень важна. Две направляющие пробки гарантируют строгую соосность канала, кроме того, поджатие заряда тоже играет положительную роль для надежности мотора. Еще один нюанс - стал применять картонные прокладки в качестве адгезионного слоя между карамелью и эпоксидкой в конструкции сопла и заглушки. Эта, казалось бы, мелкая деталь значительно повысила надежность мотора. /24.10.2011 kia-soft/

P.S.    Содержание может корректироваться по мере накопления экспериментальных данных.

***

kia-soft.narod.ru