close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Патент РФ 2336430

код для вставки
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ
RU
(19)
(11)
2 336 430
(13)
C1
(51) МПК
F02K 9/10
(2006.01)
ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ,
ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ
(12)
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
(21), (22) За вка: 2007101446/06, 15.01.2007
(72) Автор(ы):
Козь ков Алексей Васильевич (RU),
Молчанов Владимир Федорович (RU),
Никитин Василий Тихонович (RU),
Александров Михаил Зиновьевич (RU)
(24) Дата начала отсчета срока действи патента:
15.01.2007
(45) Опубликовано: 20.10.2008 Бюл. № 29
(73) Патентообладатель(и):
Федеральное государственное унитарное
предпри тие "Научно-исследовательский
институт полимерных материалов" (RU)
2 3 3 6 4 3 0
(57) Реферат:
Изобретение относитс к области ракетной
техники и может быть использовано при
проектировании
и
изготовлении
ракетных
двигателей твердого топлива. Твердотопливный
ракетный
двигатель
содержит
корпус
с
размещенным в нем с зазором зар дом
всестороннего
горени и воспламенитель,
расположенный со стороны переднего торца
зар да. Зар д выполнен с кольцевым выступом,
расположенным в оконечности заднего торца
зар да и контактирующим с внутренней
поверхностью корпуса. Кольцевой выступ имеет
сквозные прорези вдоль образующей зар да или
под углом к ней. Изобретение позвол ет повысить
эффективность
твердотопливного
ракетного
двигател за счет упрощени его конструкции,
улучшени воспламен емости зар да, а также
снижени дымообразовани . 3 ил.
R U
2 3 3 6 4 3 0
(54) ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Страница: 1
C 1
C 1
Адрес дл переписки:
614113, г.Пермь, ул. Чистопольска , 16, ФГУП
"Научно-исследовательский институт
полимерных материалов"
RU
R U
(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: US 3397539 А, 20.08.1968.
ФАХРУТДИНОВ И.Х. и др. Конструкци и
проектирование ракетных двигателей твердого
топлива. - М.: Машиностроение, 1987, стр.6,
рис.1.3. RU 2286475 С2, 27.10.2006. RU
2005902 С1, 15.01.1994. GB 1231911 А,
12.05.1971. DE 2024897 А, 09.12.1971.
C 1
C 1
2 3 3 6 4 3 0
2 3 3 6 4 3 0
R U
R U
Страница: 2
RUSSIAN FEDERATION
(19)
RU
(11)
2 336 430
(13)
C1
(51) Int. Cl.
F02K 9/10
(2006.01)
FEDERAL SERVICE
FOR INTELLECTUAL PROPERTY,
PATENTS AND TRADEMARKS
(12)
ABSTRACT OF INVENTION
(21), (22) Application: 2007101446/06, 15.01.2007
(72) Inventor(s):
Koz'jakov Aleksej Vasil'evich (RU),
Molchanov Vladimir Fedorovich (RU),
Nikitin Vasilij Tikhonovich (RU),
Aleksandrov Mikhail Zinov'evich (RU)
(24) Effective date for property rights: 15.01.2007
(45) Date of publication: 20.10.2008 Bull. 29
(73) Proprietor(s):
Federal'noe gosudarstvennoe unitarnoe
predprijatie "Nauchno-issledovatel'skij
institut polimernykh materialov" (RU)
C 1
2 3 3 6 4 3 0
R U
Страница: 3
EN
3 dwg
C 1
(57) Abstract:
FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to rocket engines
and can be used in designing and producing solidpropellant
rocket
engines.
Said
engine
incorporates housing with omniradial combustion
charge arranged therein with gap and igniter
fitted on charge front end face side. Charge
features circular ledge arranged on charge rear
end face edge in contact with housing inner
surface. Circular ledge has through cuts made
along charge generating line or at angle to it.
EFFECT: higher engine efficiency due to
simpler design, better charge ignition and lower
smoke formation.
2 3 3 6 4 3 0
(54) SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE
R U
Mail address:
614113, g.Perm', ul. Chistopol'skaja, 16,
FGUP "Nauchno-issledovatel'skij institut
polimernykh materialov"
RU 2 336 430 C1
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Патентуемое изобретение относитс к области ракетной техники и может быть
использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей
твердого топлива (РДТТ).
Одним из актуальных вопросов отработки РДТТ вл етс создание благопри тных
условий дл воспламенени зар дов твердого ракетного топлива (ТРТ), обеспечивающих
устойчивый выход двигател на рабочий режим при наличии высоких тепловых потерь,
например, из-за отсутстви по объективным причинам теплозащитного покрыти камеры
сгорани (КС) корпуса двигател .
Решению этого вопроса в той или иной степени посв щены технические решени по
патентам RU 2247254, RU 2286475, RU 2282743 - аналоги патентуемой конструкции.
В конструкци х-аналогах по указанным патентам в основном реализуетс максимальное
использование тепловой энергии воспламенител по пр мому назначению - дл зажжени зар да и сведени к минимуму бесполезного рассеивани энергии воспламенител .
Недостатком технических решений-аналогов вл етс определенное усложнение
конструкции двигател (введение по указанным патентам мембран-перегородок) и
снижение в св зи с этим весового совершенства двигател и надежности его
функционировани .
Наиболее эффективной из рассматриваемого класса конструкций вл етс твердотопливный ракетный двигатель по патенту RU 2286475 с приоритетом от 11.01.2005
г., прин тый авторами за прототип. Здесь эффективность воспламенени достигаетс за
счет применени тонкостенной сгораемой мембраны-перегородки (4) (например, из
полиэтилена), кратковременно перекрывающей проходные сечени КС корпуса (3) на
заднем сопловом торце зар да (2) (фиг.1). Однако и это решение не лишено недостатков:
это и усложнение конструкции двигател , и снижение эксплуатационной надежности.
Технической задачей изобретени вл етс разработка РДТТ с повышенной
эффективностью, а именно: с улучшенной воспламен емостью зар да, упрощенной
конструкцией РДТТ и уменьшенным его дымообразованием.
Технический результат изобретени заключаетс в создании твердотопливного
ракетного двигател , содержащего корпус с размещенным в нем с зазором зар дом
всестороннего горени и воспламенителем, расположенным со стороны переднего торца
зар да, при этом зар д выполнен с кольцевым выступом у заднего торца, контактирующим
с внутренней поверхностью корпуса. В кольцевом выступе могут быть выполнены сквозные
прорези вдоль образующей или под углом к ней.
Сущность изобретени заключаетс в полном или частичном перекрытии (фиг.2) (в
начальный момент работы РДТТ) зазора между боковой поверхностью зар да (2) и
внутренней поверхностью КС корпуса (3) у заднего торца зар да. Это позвол ет (как и
конструкци прототипа) увеличить врем пребывани продуктов сгорани воспламенител (1) над воспламен емыми поверхност ми, высадить большую долю к-фазы
воспламен ющего состава на поверхность зар да и тем самым улучшить
воспламен емость зар да. При этом дл достижени указанного эффекта в патентуемой
конструкции исключаетс дополнительна деталь (мембрана-перегородка), а перекрытие
зазора достигаетс непосредственно самой конструкцией зар да. Это позвол ет улучшить
весовое совершенство ракетного двигател как за счет исключени пассивного веса
мембраны, так и за счет увеличени массы топлива в зар де, а увеличение начальной
гор щей поверхности зар да за счет выступа компенсирует повышенные начальные
теплопотери в РДТТ в момент запуска, что повышает надежность его работы в целом.
Исключение из конструкции РДТТ сгораемой перегородки снижает его дымообразование,
что очень важно дл управл емых ракетных комплексов с оптической системой
управлени .
В конструкции прототипа в силу существенных разбросов, в первую очередь
механических характеристик полимеров (например, полиэтилена), под воздействием
набегающего газового потока, происходит не только разложение, унос, пиролиз материала
"мембраны-перегородки", но и возможно ее механическое разрушение. В результате
Страница: 4
DE
RU 2 336 430 C1
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
реализуетс повышенный разброс максимального давлени в опытах, что неблагопри тно
сказываетс на надежности двигател в целом. Кроме того, разложение полимеров (типа
полиэтилена и бронематериалов) происходит с выделением большого количества дыма.
В за вл емой конструкции указанный недостаток устран етс как за счет закономерного
процесса горени топлива зар да по эквидистантным поверхност м, так и за счет
безусловного исключени разрушени выступа в результате газодинамического
воздействи , так как прочность выступа обеспечиваетс за счет выполнени его за одно
с телом зар да, необходимой, с точки зрени прочности, ширины (В) и при необходимости
его профилированием.
Дл сокращени промежутка времени, на котором сказываетс вли ние кольцевого
выступа на внутрибаллистические характеристики двигател , предлагаетс в кольцевом
выступе выполнить сквозные прорези вдоль образующей зар да (фиг.3). Име существенно меньшую по сравнению с длиной окружности (?Д) ширину, указанные прорези
практически не вли ют на характер перекрыти зазора в начальный период (в момент
воспламенени ). После же воспламенени зар да за счет наличи прорезей существенно
быстрее увеличиваетс проходное сечение в зазоре как за счет выгорани наружной
диаметральной поверхности кольцевого выступа, так и за счет выгорани боковых
поверхностей кольцевого выступа в прорез х. При этом существенно снижаютс и
гидравлические потери при течении газа над быстро вырождающимис секци ми выступа.
Варьиру количество прорезей, их ширину (?) и ширину (В) самого кольцевого выступа,
возможно обеспечить необходимый форсажный режим работы зар да.
Перекрытие зазора непосредственно кольцевым (5) выступом топлива благопри тно
сказываетс на уменьшении дымообразовани двигател , так как дымность твердых
топлив, например баллиститного типа, на пор док и более ниже дымности полимеров типа
полиэтилена и бронематериалов.
Существенными отличительными признаками за вл емой конструкции вл ютс :
1. Выполнение на боковой поверхности зар да у заднего торца кольцевого выступа,
перекрывающего зазор между КС и наружной поверхностью зар да.
2. Выполнение в кольцевом выступе сквозных прорезей вдоль образующей зар да либо
под углом к ней.
Положительный эффект достигаемый изобретением:
1. Улучшение воспламен емости зар да
2. Упрощение конструкции двигател .
3. Уменьшение гидравлических потерь при перекрытии зазора (во времени), достижение
более высокой воспроизводимости внутрибаллистической характеристик (ВБХ) в
начальный период.
4. Уменьшение дымообразовани двигател .
Изобретение иллюстрируетс графическими материалами:
Фиг 1. Конструкци прототипа
1 - воспламенитель
2 - зар д
3 - корпус (КС)
4 - мембрана-перегородка
Фиг 2. Патентуема конструкци двигател 1 - воспламенитель
2 - зар д
3 - корпус (КС)
4 - мембрана-перегородка
5 - кольцевой выступ
Фиг 3. Вариант конструкции зар да дл патентуемого двигател 6 - сквозные прорези
7 - образующа зар да
8 - ширина кольцевого выступа
Страница: 5
RU 2 336 430 C1
Д - диаметр зар да
? - ширина сквозной прорези
5
10
Формула изобретени Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем с
зазором зар дом всестороннего горени и воспламенитель, расположенный со стороны
переднего торца зар да, отличающийс тем, что зар д выполнен с кольцевым выступом,
расположенным в оконечности заднего торца зар да и контактирующим с внутренней
поверхностью корпуса, при этом кольцевой выступ имеет сквозные прорези вдоль
образующей зар да или под углом к ней.
15
20
25
30
35
40
45
50
Страница: 6
CL
RU 2 336 430 C1
Страница: 7
DR
RU 2 336 430 C1
Страница: 8
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
1
Размер файла
233 Кб
Теги
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа