Warning: file_get_contents(/var/www/www-root/data/www/yandex_carscomfort.ru1.txt): failed to open stream: No such file or directory in /var/www/www-root/data/www/carscomfort.ru/index.php on line 21

Warning: file_get_contents(/var/www/www-root/data/www/yandex_carscomfort.ru2.txt): failed to open stream: No such file or directory in /var/www/www-root/data/www/carscomfort.ru/index.php on line 22

Warning: file_get_contents(/var/www/www-root/data/www/yandex_carscomfort.ru3.txt): failed to open stream: No such file or directory in /var/www/www-root/data/www/carscomfort.ru/index.php on line 23

Warning: file_get_contents(/var/www/www-root/data/www/yandex_carscomfort.ru4.txt): failed to open stream: No such file or directory in /var/www/www-root/data/www/carscomfort.ru/index.php on line 24
Бессопловый ракетный двигатель. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения (варианты)
ДВС РОТОРНЫЙ EMDRIVE РАСКОКСОВКА HONDAВИДЫ

бессопловой ракетный двигатель твердого топлива. Бессопловый ракетный двигатель


Ракетный двигатель БРДК-3-300

Бессопловой РДТТ БРДК-3-300 пока экспериментальный мотор. Конструктивно это увеличенный аналог БРДК-3. Соответственно много общего и в технологии изготовления. Но есть и некоторые новшества, вызванные приличными габаритами мотора. Собственно такой вариант бессопловика меня и заинтересовал тем, что в габариты, хорошо подходящие под мои ракеты "Циклон" и Циклон-2" можно зарядить до 300 г карамели, что в 5 раз превышает "объем баков" стандартных для этих ракет моторов РДК-4ГР.

Задачи те же - использование весового преимущества бессопловиков, ну и отработка процедуры отливки заряда большого объема.

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

Топливо
Топливо стандартное - плавленая сорбитовая карамель. Двигатель рассчитан на 300 г топлива.
Корпус
Корпус намотан в 4-е слоя тонкого ватмана на эпоксидке. Оправкой послужил пластиковый прижимной барабан от старого принтера Ø30 мм. Форма барабана идеальная. Для облегчения снятия готового корпуса с оправки на нее предварительно наматывается тонкая бумага и скотч. Легче всего это сделать, соединив полосы бумаги и скотча вдоль длины на ровной поверхности и затем накатав на них оправку. Для качественной пропитки смолой промазанный ватман на пару минут выдерживаем в духовке при температуре в районе 150 °С. Накрутив на оправку, фиксируем ватман плотной намоткой полиэтиленовой ленты. В качестве этой ленты очень удобно использовать ленту для ограждений.

После высыхания смолы корпус легко снимается с оправки. Далее можно вытащить из корпуса защитную пленку, а можно просто обрезать выступающие края. Я пошел по второму варианту, поскольку было важно выдержать достаточно точно внутренний диаметр. В качестве заглушки также использовал заливку эпоксидной смолой. Суммарный вес получается ~65 г.

Зажигание
Система зажигания БРДК-3-300 выполнена по стандартной канальной схеме. Однако есть и новшество. В качестве вторичного воспламенителя взял уже проверенный для этих целей карамельный состав МИКС-1КП. Комок этого состава в размягченном виде также прилепляется в верхней части канала заряда. А новшество в том, что в этот комок предварительно вставляется нихром запала без других обмазок. Сам состав МИКС-1КП прекрасно работает без посредников.
Сборка
Для большого мотора применение для прессовки заряда струбцин и прессов возможно, но проблематично. Решил пойти по варианту шпилечного прессования, предложенного ракетчиком Serge77. Единственное что в данной схеме не очень удобно, это необходимость выкручивания шпильки после застывания заряда. Проблема тут в том, что подходящую шпильку из тех, что есть в продаже, подобрать очень сложно. Поэтому решил слегка модернизировать процесс, взяв шпильку тоньше, чем необходимо для диаметра канала, а на нее надеть гладкую трубку нужного диаметра. Предложенная схема прессовки представлена на рис.2.

Шпильку М8 длиной 40 см вытащил из анкера, таких полно на строительном рынке. Каналообразующую трубку Ø10 мм длиной 30 см взял от штока старого велонасоса. Шпилька легко вставляется в эту трубку. Сама трубка фиксируется на шпильке от смещения двумя гайками и шайбой под М8. Торцы заряда формируются двумя торцевыми шайбами под М10, которые очень удачно имеют внешний диаметр 30 мм. Со стороны сопла такая шайба фиксируется шайбой под М8 и гайкой М8. В верхней части торцевая шайба ходит свободно и поджимается трубчатым поршнем к топливу. Усилие на поршень создаем еще одной гайкой М8 через подходящую шайбу.

Это, так сказать, расшифровка схемы. А сам процесс выглядит так. Заливаем топливо в корпус. Заливку я выполнял в два приема. Сначала, налепив на торец оправки для корпуса кусочек скотча, вставил ее в корпус наполовину длины корпуса и залил порцию топлива со свободного торца. Затем, вытащив оправку, залил оставшуюся порцию с другой стороны. Таким образом, сильно облегчил процедуру, избежав очень неудобного процесса заливки на всю длину корпуса.

Заранее обматываем каналообразующую трубку бумагой со скотчем, по тому же принципу, как и при подготовки оправки для намотки корпуса.

Намотку скотча делаем немного длиннее, чем трубка, и, подплавив его, закрываем отверстие. Вставляем трубку в топливо до выхода с противоположной стороны. Обрезав лишний скотч, вставляем в трубку шпильку. Фиксируем торцевую шайбу со стороны сопла. Фиксируем шпильку со стороны заглушки. Надеваем на трубку торцевую шайбу со стороны заглушки и поджимаем её поршнем-цилиндром с помощью гайки. Не забываем промазать маслом поверхности торцевых шайб, находящиеся в контакте с топливом.

Очень сильно прессовать топливо не обязательно, главное сформировать правильную геометрию заряда. Иначе могут возникнуть проблемы с извлечением каналообразующей трубки. Трубка должна быть правильной формы. После застывания топлива, система элементарно разбирается, шпилька вытаскивается, трубка извлекается. У меня была не очень ровная трубка, и при извлечении пришлось повозиться, но, думаю, это временные издержки не отработанной технологии.

Вообще технология довольно удобная, не требующая громоздкого оборудования, подходящая для разных случаев.

А дальше, как обычно, устанавливается запал с помощью кусочка расплавленного состава МИКС-1КП, закупорив верхнюю часть канала. Это дает нам возможность залить 20-25 г эпоксидки в верхнюю часть корпуса прямо на топливо, сформировав, таким образом, заглушку.

После застывания эпоксидной смолы мотор готов.

Характеристики
Параметры двигателя получаются такие:   - длина 300 мм   - диаметр 33 мм   - вес 363 г   - длина заряда 250 мм   - диаметр заряда 30 мм   - длина канала 250 мм   - диаметр канала 10 мм   - вес заряда 300 г

Испытания двигателя БРДК-3-300 были проведены 12.12.2010 на стенде ТСК-3 Двигатель отработал нормально, но не идеально. Сказался какой-то дефект отливки в районе соплового отверстия. Вектор тяги немного отклонился от оси. Слегка обгорел корпус в районе сопла.

Но снятые характеристики можно считать достаточно полноценными, чтобы судить о возможностях мотора. Данные обсчитал в программе ALTIMMEX. Характеристики показаны на рис.3.

Заключение
Несмотря на очевидные признаки нештатной работы при ревизии корпуса после прожига, в целом экспериментальный мотор БРДК-3-300 показал себя достойно. Расчет полетных параметров ракеты, типа Циклон с таким мотором дает высоту полета далеко за 1 км. Наметившиеся проблемы, такие, как сложность извлечения каналообразующей трубки и дефект отливки, нельзя назвать нерешаемыми. Поэтому на будущее бессоплового мотора БРДК-3-300 смотрю с оптимизмом. /14.12.2010 kia-soft/

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

***

kia-soft.narod.ru

бессопловой ракетный двигатель твердого топлива - патент РФ 2517971

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и во вспомогательных ракетных двигателях твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2%÷10% от общей массы заряда. Изобретение позволяет повысить эффективность использования заряда твердого топлива, за счет уменьшения разгара критического сечения его канала. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Рисунки к патенту РФ 2517971

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) и во вспомогательных РДТТ.

В настоящее время в ПВРД наиболее распространены конструкции с вкладным стартово-разгонным РДТТ, который вставляется в камеру сгорания ПВРД, центрируется и фиксируется в ней. После окончания работы фиксаторы срезаются и корпус РДТТ выталкивается через сопло ПВРД скоростным напором воздуха. По такой схеме работают стартово-разгонные ступени ракет с ИПВРДЖ "Х-31" и "Москит". Стартово-разгонный РДТТ может быть встроен в камеру сгорания ПВРД и оставаться в ней до полного окончания работы двигательной установки. Данные конструктивные схемы не позволяют использовать весь объем камеры сгорания и потеря объема составляет более 4,5%-5%. От указанного недостатка свободна схема стартово-разгонной ступени с вкладным или скрепленным со стенкой камеры сгорания ПВРД зарядом твердого топлива. Первый в мире интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ИПВРД) советской зенитной ракеты 3М9 имеет вкладной, бронированный по наружной поверхности заряд ТТ и отстреливаемое сопло.

В развитии этой схемы был предложен заряд, имеющий внутренний канал в виде цилиндра с профилированным выходным участком, который в процессе горения создает эффект расходно-геометрического сопла (Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах (Основы теории и расчета) / В.Н. Александров, В.М. Быцкевич, В.К. Верхоломов и др. - М. / ИКЦ "Академкнига", 2006, с.191-193).

В цилиндрической части канала продукты сгорания твердого топлива ускоряются до скорости звука за счет подвода массы и до сверхзвуковой скорости - в профилированной части канала. Такой РДТТ не имеет жесткого сопла и называется - бессопловой РДТТ (БСРДТТ). Использование его в качестве стартово-разгонной ступени в ИПВРД считается весьма перспективным.

Преимуществами данной конструкции являются:

- отсутствие сбрасываемых элементов во время полета;

- простота конструкции и, как следствие, ее дешевизна;

- высокое массовое совершенство и коэффициент заполнения топливом.

К недостаткам БСРДТТ следует отнести:

- более низкий среднеинтегральный удельный импульс тяги двигателя по сравнению с удельным импульсом РДТТ с соплом;

- диаграмма давления в камере БСРДТТ существенно неравномерна (дегрессивна) по времени работы, в силу чего увеличивается масса конструкции двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение удельного импульса тяги БСРДТТ и уменьшение дегрессивности зависимости давление-время, то есть максимального и минимального давления в камере сгорания. Кроме того, данное изобретение позволит повысить удельный импульс тяги БСРДТТ на 5%÷10% по сравнению с аналогом из-за уменьшения разгара минимального сечения на выходе из канала.

Технический результат состоит в увеличении геометрической степени расширения потока в выходном сечении за счет уменьшения разгара критического сечения канала, что повышает эффективность использования заряда твердого топлива.

Технический результат достигается заявленной конструкцией бессоплового ракетного двигателя твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью, задним торцом и скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд выполнен из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда, расположенная у переднего днища, выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, снабжена центральным каналом, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, при этом увеличивается геометрическая степень расширения канала (сопла). Кроме того, эта часть заряда изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда, а ее масса составляет 2%÷10% от общей массы заряда. Такое соотношение характеристик зарядов позволит обеспечить повышение удельного импульса тяги двигателя и снизить дегрессивность диаграммы давления двигателя.

Применение заряда из медленногорящего топлива, размещенного на выходе из канала, способствует уменьшению разгара выходного сечения канала и, как следствие, повышению среднеинтегрального давления продуктов сгорания за время работы.

Оценки, проведенные с использованием формулы Бори (зависимость давления в камере от характеристик топлива), показывают, что уменьшение скорости горения заряда, расположенного у заднего торца камеры сгорания, на бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, патент № 2517971 30% при показателе степени в законе горения бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, патент № 2517971 , равном 0,4, приводит к повышению среднеинтегрального давления на 50%, что снижает эффект падения давления в камере сгорания по времени. Причем этот эффект усиливается с увеличением показателя бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, патент № 2517971 . Оценки удельного импульса БСРДТТ для данного варианта показывают, что возможно увеличение удельного импульса тяги на бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, патент № 2517971 10%.

Кроме того, внутренний канал меньшей части заряда может быть выполнен в виде усеченного конуса с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания, либо в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля, что дает возможность дополнительно повысить удельный импульс тяги в связи с уменьшением потерь на рассеяние [Газодинамические и теплофизические процессы в ракетных двигателях твердого топлива / A.M. Губертов, В.В. Миронов, Д.М. Борисов и др.; Под ред. А.С. Коротеева. М.: Машиностроение, 2004]. Прирост удельного импульса при этом оценивается в 2%÷4%.

Кроме того, граница раздела большего и меньшего зарядов представляет собой либо коническую поверхность, образующая которой перпендикулярна образующей соплового контура, для конического центрального канала меньшей части заряда, либо коническую поверхность, образующая которой перпендикулярна касательной к образующей центрального канала в точке, принадлежащей окружности, формирующей критическое сечение, для центрального канала меньшей части заряда в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля. Это дает дополнительную возможность повысить удельный импульс тяги за счет образования входного конуса в сопловой участок канала заряда.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен общий вид предлагаемой конструкции БСРДТТ, где центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде усеченного конуса.

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой конструкции РДТТ, где центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля.

Двигатель (фиг.1, 2) состоит из камеры сгорания 1, в которой установлен скрепленный с ее стенками заряд твердого топлива, состоящий из двух частей 2, 3. Часть 2 - заряд твердого топлива с высокой температурой горения, расположенный у переднего днища 7, а часть 3 - заряд твердого топлива с низкой температурой горения, расположенный у заднего торца 8, имеет контур 4 (фиг.1), площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного отверстия, либо профилированную сверхзвуковую часть 4 (фиг.2). Граница раздела большего и меньшего зарядов представляет собой коническую поверхность 5 (фиг.1, 2). Твердое топливо поджигается воспламенителем 6.

Двигатель работает следующим образом. После срабатывания воспламенительного устройства 6, установленного в переднем днище 7 камеры сгорания 1, воспламеняются части заряда 2 и 3. Продукты сгорания части заряда 3 формируют поток низкотемпературных продуктов сгорания, а горящий заряд 2 создает высокотемпературный поток.

В настоящее время изготовлены модели БСРДТТ и проводятся экспериментальные исследования для определения эффективности предлагаемых вариантов конструкции.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания с передним днищем, цилиндрической частью, задним торцом и скрепленного с камерой сгорания заряда с центральным каналом, отличающийся тем, что заряд состоит из двух последовательно расположенных частей, при этом большая часть заряда, расположенная у переднего днища, выполнена с цилиндрическим центральным каналом, а меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда, а масса меньшей части заряда составляет 2%÷10% от общей массы заряда.

2. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде усеченного конуса с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания.

3. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания.

4. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.2, отличающийся тем, что граница раздела большей и меньшей частей заряда выполнена в виде конической поверхности, образующая которой перпендикулярна образующей центрального канала меньшей части заряда.

5. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.3, отличающийся тем, что граница раздела большей и меньшей частей заряда выполнена в виде конической поверхности, образующая которой перпендикулярна касательной к образующей центрального канала меньшей части заряда в точке, принадлежащей окружности, формирующей критическое сечение сопла Лаваля.

www.freepatent.ru

Ракетный двигатель БРДК-3

Появление бессоплового ракетного двигателя БРДК-3 оказалось несколько спонтанным. Как-то вдруг выяснилось, что для его изготовления есть все необходимое и именно в данный момент - топливо, корпус, оснастка для прессовки заряда от мотора РДК-3 и опробованная технология на БРДК-2. Опять-таки выбрал линию на достижение максимальной экономии веса. Учтя недостаток приемистости двигателя БРДК-2, решил кардинально поработать над системой зажигания.

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

Топливо
Собственно из-за топлива и появился данный мотор. Образовалось у меня энное количество сорбитовой карамели со следами окиси железа. Применить для стандартных сопловых движков не рискнул, поэтому собрал на нем бессопловик. Проверка впоследствии скорости горения, показала 2,6 мм/с, что практически соответствует стандарту для обычной плавленой сорбитовой карамели. Двигатель рассчитан на 60 г топлива.
Корпус
Корпус аналогичен корпусу БРДК-2. Очень легкий, 6,5 г, корпус из 3-х слоев офисной бумаги, пропитанных эпоксидкой. В качестве заглушки также использовал заливку эпоксидной смолой. Суммарный вес получился ~10,5 г, что для мотора общим весом 69,7 г просто отлично. Весовое преимущество на бессопловиках становится особенно ощутимо по мере роста калибра мотора. Отношение топливо/корпус получается более 6-и. Напомню, что на сопловых моторах у меня не было более 0,8.

Корпус можно сделать и более простой. Достаточно намотать один лист офисной бумаги на силикатном клею. Что и было проделано во втором варианте двигателя.

Зажигание
Система зажигания - это изюминка движка БРДК-3. Я уже много раз говорил, что для быстрого выхода на режим надо обеспечить зажигание заряда в верхней точке канала. Бессопловик в этом плане не исключение. Однако все способы подвода воспламенения через сопло обладают очень существенным недостатком. Во время срабатывания, воспламенитель может быть вытолкнут из канала двигателя за счет собственных газов еще до того, как он передаст зажигание на заряд. В лучшем случае зажигание произойдет где-то в районе второй половины канала.

В БРДК-3 применено зажигание, не имеющее этого недостатка. В верхней части заряда устанавливается стандартный нихромовый воспламенитель. Он фиксируется кусочком катализированного топлива МИКС-1КП. Провода воспламенителя выводятся в верхнюю часть двигателя, после чего заливается эпоксидка, образующая заглушку. Для гарантии отсутствия прорывов газов через заглушку, часть контактных проводов, проходящая через заглушку, освобождается от изоляции на участке 5-7 мм.

Такой способ не очень удобен для запуска мотора с нижней части ракеты, но для верхних ступеней такой вариант даже предпочтительнее, поскольку позволяет произвести запуск от таймера, установленного в корпусе ракеты.

Сборка
Основное в сборке мотора - это прессовка заряда. Возможны и более простые варианты, но я использую отработанную на моторах РДК-2 и РДК-3 традиционную для себя схему. Она представлена на рис.2.

С одной стороны корпуса вставляется толстостенная шайба-заглушка с несквозным центрирующим отверстием Ø7,5 мм. На эту заглушку укладывается 60 г карамели. Затем через топливо вставляется слегка смазанная подсолнечным маслом шпилька Ø7,3 мм, до упора в центрирующее углубление. С внешнего торца шпилька центрируется латунным поршнем, свободно скользящим по шпильке. Эта конструкция зажимается в струбцину или настольный пресс, чтобы зафиксировать шпильку и заглушку. Далее с помощью гайки поршень поджимается к топливному заряду, запрессовывая его в корпус. При необходимости между поршнем и гайкой вставляется проставка из металлической трубки, увеличивающая ход поршня.

После застывания заряда, где-то через сутки, конструкция вынимается из пресса. Теперь, поджимая поршень той же самой гайкой, вытаскиваем каналообразующую шпильку из заряда. Получаем очень прочную и качественную отливку, что для бессопловика очень важно.

Далее устанавливается запал с помощью кусочка расплавленного состава МИКС-1КП. Данный состав обладает очень полезным свойством. Кроме того, что он очень легко воспламеняется и быстро горит, он еще и очень быстро застывает. Это позволяет нам почти сразу перейти к заливке эпоксидной заглушки. Толщина заливки 10-12 мм, больше не нужно.

После застывания эпоксидной смолы мотор готов.

Характеристики
Параметры двигателя получаются такие:   - длина 135 мм   - диаметр 21 мм   - вес 69.7 г   - длина заряда 120 мм   - диаметр заряда 20 мм   - длина канала 120 мм   - диаметр канала 7,3 мм   - вес заряда 60 г

Испытания двигателя БРДК-3 были проведены 07.11.2010 на стенде ТСК-2-5 на базе 5-ти килограммовых весов. К сожалению, это было ошибкой. Я ожидал от мотора тяги 5-6 кг в течение 2-3-х секунд. На практике двигатель моментально вышел на режим развил тягу существенно за 7 кг и отработал не более секунды. Это очень даже неплохо, но весы стенда не выдержали такого издевательства.

Снять полноценные характеристики удалось в повторном испытании 21.11.2010г модификации БРДК-3с. Тут уже были использованы 10-и килограммовые весы. Данные обсчитал в программе ALTIMMEX. Характеристики показаны на рис.3. В расчете удельного импульса Isp учтено, что в развитии тяги поучаствовало дополнительно 3 г топлива трассера. Движок получился довольно приемистый с неплохим удельным импульсом. Длину трассера придется еще подбирать, 3 секунды замедления это конечно мало.

Модификация
Для проведения повторного испытания решил не повторяться, а сделать классический вариант с трассером и вышибным зарядом системы спасения. На характеристики двигателя это конечно не влияет, но показывает большую гибкость бессопловой схемы мотора. Модификацию решил обозначить как БРДК-3с, только чтобы не было путаницы.

Схема двигателя показана на рис.4. Чтобы не утомлять повторным описание практически такого же мотора, остановлюсь только на отличиях.

Прежде всего, корпус был сделан из одного листа офисной бумаги на силикатном клею. Длину корпуса пришлось увеличить для размещения трассера длиной 25 мм.

Понятно, что развернуть систему зажигания на 180° было совсем несложно. Воспламенитель фиксировался абсолютно также, но был вставлен контактами вниз через сопло. Надо только учесть, что при заливке трассера следует зафиксировать провода воспламенителя в районе сопла какой-нибудь, типа бумажной, пробкой. Горячее топливо трассера размягчает комочек состава МИКС-1КП и, если этого не сделать, запал может вывалиться.

Заглушка делается также из эпоксидки, но по технологии, использованной на торцевике ТРДК1. Канал для воспламенения вышибного заряда формируется по схеме отработанной для двигателя РДК-3ФЭ.

Заключение
Обследование мотора после испытаний показало, что корпус остался практически целым. Система зажигания, как впрочем и сам мотор, оправдали и даже несколько превзошли мои ожидания. Прикидочные расчеты в программе ALTIMMEX для ракеты типа Экстрим с таким двигателем, дают очень заманчивые результаты - заметно сверхзвуковую скорость и высоту полета, хорошо за километр. Конечно с условием соблюдения культуры веса, на что собственно и нацелен двигатель БРДК-3. /08.11.2010 kia-soft/

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

***

kia-soft.narod.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.

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.

www.findpatent.ru

Бессопловый РДТТ - Справочник химика 21

Химия и химическая технология

Статьи Рисунки Таблицы О сайте Реклама     Свойства ТРТ, требуемого для бессопловой конфигурации, значительно отличаются от свойств топлива, применяемого в двигателях с сопловым блоком. Чтобы предотвратить появление длительного и неэффективного периода догорания в конце работы двигателя и уменьшить эффекты эрозионного горения, в бессопловом РДТТ нужно обеспечить более высокую скорость горения топлива. Механические свойства таких ТРТ при низких и высоких температурах должны быть лучше при низких температурах нх повышенная способность деформироваться без разрушения позволяет выбрать оптимальные величины свода горения заряда, плотности заряжания двигателя и полной тяги, а при высоких температурах это обеспечит сохранение целостности заряда ТРТ в условиях высоких сдвиговых нагрузок, вызванных большими продольными перепадами давления в камере. [c.129]     Заряд бессоплового РДТТ обычно выполняется в форме цилиндра с соосным внутренним цилиндрическим каналом. Поскольку в такой конфигурации отсутствует критическое сечение, давление в камере будет уменьшаться со временем, а тяга тем не менее может поддерживаться приблизительно постоянной вследствие непрерывного увеличения площади поверхности горения (рис. 71). Существует возможность программирования тяги, например, бронировкой заднего торца заряда или введением компенсирующих поверхностей в виде обратного внутреннего конуса в задней части центрального канала. [c.131]

    В дополнение к перечисленным важнейшим параметрам РДТТ существуют некоторые приемы, с помощью которых можно уменьшить влияние регулирующих параметров на максимальное давление, время горения и нейтральность кривой тяги. К их числу относятся создание компенсирующих поверхностей в канале заряда, изменение длины и формы компенсирующего выходного конуса, изменение вязкоупругих свойств топлива. Поскольку деформация заряда определяется свойствами ТРТ, при определенных обстоятельствах это можно использовать для компенсации изменений во внутренней баллистике двигателя, модифицируя физические свойства топлива. Такое влияние механических характеристик ТРТ на параметры рабочего процесса проявляется и в меньшей температурной чувствительности двигателя бессопловой конструкции. Канал заряда в бессопловых РДТТ сам формирует сопло двигателя, и при высоких температурах топливо больше деформируется, расширяя канал, [c.136]

    Как следует из табл. 11, двигатели большей длины с большими L/D позволяют обеспечить более высокие рабочие давления и удельный импульс. Увеличение длины бессоплового РДТТ на 25 см по сравнению с базовым вариантом обеспечивает на 8% большее приращение скорости полета. Это свидетельствует о том, что отношение длины двигателя к диаметру в базовом варианте, равное 6,5, намного меньше оптимального для бессоплового РДТТ. Последующая модификация ТРТ с целью изменения скорости горения и утолщение свода горения позволили бы увеличить приращение скорости до 13% по срав- [c.139]

Смотреть страницы где упоминается термин Бессопловый РДТТ: [c.11]    [c.129]    [c.129]    [c.131]    [c.132]    [c.132]    [c.133]    [c.135]    [c.137]    [c.137]    [c.139]    [c.139]    [c.139]    [c.140]    [c.140]    [c.141]    [c.11]    [c.129]    [c.129]    [c.131]    [c.132]    [c.132]    [c.133]    [c.135]    [c.137]    [c.137]    [c.139]    [c.139]    [c.139]    [c.139]    [c.140]    [c.140]    [c.141]    Ракетные двигатели на химическом топливе (1990) -- [ c.130 ]

Ракетные двигатели на химическом топливе (1990) -- [ c.130 ]

© 2018 chem21.info Реклама на сайте

chem21.info

Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и во вспомогательных ракетных двигателях твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2%÷10% от общей массы заряда. Изобретение позволяет повысить эффективность использования заряда твердого топлива, за счет уменьшения разгара критического сечения его канала. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) и во вспомогательных РДТТ.

В настоящее время в ПВРД наиболее распространены конструкции с вкладным стартово-разгонным РДТТ, который вставляется в камеру сгорания ПВРД, центрируется и фиксируется в ней. После окончания работы фиксаторы срезаются и корпус РДТТ выталкивается через сопло ПВРД скоростным напором воздуха. По такой схеме работают стартово-разгонные ступени ракет с ИПВРДЖ "Х-31" и "Москит". Стартово-разгонный РДТТ может быть встроен в камеру сгорания ПВРД и оставаться в ней до полного окончания работы двигательной установки. Данные конструктивные схемы не позволяют использовать весь объем камеры сгорания и потеря объема составляет более 4,5%-5%. От указанного недостатка свободна схема стартово-разгонной ступени с вкладным или скрепленным со стенкой камеры сгорания ПВРД зарядом твердого топлива. Первый в мире интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ИПВРД) советской зенитной ракеты 3М9 имеет вкладной, бронированный по наружной поверхности заряд ТТ и отстреливаемое сопло.

В развитии этой схемы был предложен заряд, имеющий внутренний канал в виде цилиндра с профилированным выходным участком, который в процессе горения создает эффект расходно-геометрического сопла (Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах (Основы теории и расчета) / В.Н. Александров, В.М. Быцкевич, В.К. Верхоломов и др. - М. / ИКЦ "Академкнига", 2006, с.191-193).

В цилиндрической части канала продукты сгорания твердого топлива ускоряются до скорости звука за счет подвода массы и до сверхзвуковой скорости - в профилированной части канала. Такой РДТТ не имеет жесткого сопла и называется - бессопловой РДТТ (БСРДТТ). Использование его в качестве стартово-разгонной ступени в ИПВРД считается весьма перспективным.

Преимуществами данной конструкции являются:

- отсутствие сбрасываемых элементов во время полета;

- простота конструкции и, как следствие, ее дешевизна;

- высокое массовое совершенство и коэффициент заполнения топливом.

К недостаткам БСРДТТ следует отнести:

- более низкий среднеинтегральный удельный импульс тяги двигателя по сравнению с удельным импульсом РДТТ с соплом;

- диаграмма давления в камере БСРДТТ существенно неравномерна (дегрессивна) по времени работы, в силу чего увеличивается масса конструкции двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение удельного импульса тяги БСРДТТ и уменьшение дегрессивности зависимости давление-время, то есть максимального и минимального давления в камере сгорания. Кроме того, данное изобретение позволит повысить удельный импульс тяги БСРДТТ на 5%÷10% по сравнению с аналогом из-за уменьшения разгара минимального сечения на выходе из канала.

Технический результат состоит в увеличении геометрической степени расширения потока в выходном сечении за счет уменьшения разгара критического сечения канала, что повышает эффективность использования заряда твердого топлива.

Технический результат достигается заявленной конструкцией бессоплового ракетного двигателя твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью, задним торцом и скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд выполнен из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда, расположенная у переднего днища, выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, снабжена центральным каналом, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, при этом увеличивается геометрическая степень расширения канала (сопла). Кроме того, эта часть заряда изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда, а ее масса составляет 2%÷10% от общей массы заряда. Такое соотношение характеристик зарядов позволит обеспечить повышение удельного импульса тяги двигателя и снизить дегрессивность диаграммы давления двигателя.

Применение заряда из медленногорящего топлива, размещенного на выходе из канала, способствует уменьшению разгара выходного сечения канала и, как следствие, повышению среднеинтегрального давления продуктов сгорания за время работы.

Оценки, проведенные с использованием формулы Бори (зависимость давления в камере от характеристик топлива), показывают, что уменьшение скорости горения заряда, расположенного у заднего торца камеры сгорания, на ≈30% при показателе степени в законе горения ν, равном 0,4, приводит к повышению среднеинтегрального давления на 50%, что снижает эффект падения давления в камере сгорания по времени. Причем этот эффект усиливается с увеличением показателя ν. Оценки удельного импульса БСРДТТ для данного варианта показывают, что возможно увеличение удельного импульса тяги на ≈10%.

Кроме того, внутренний канал меньшей части заряда может быть выполнен в виде усеченного конуса с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания, либо в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля, что дает возможность дополнительно повысить удельный импульс тяги в связи с уменьшением потерь на рассеяние [Газодинамические и теплофизические процессы в ракетных двигателях твердого топлива / A.M. Губертов, В.В. Миронов, Д.М. Борисов и др.; Под ред. А.С. Коротеева. М.: Машиностроение, 2004]. Прирост удельного импульса при этом оценивается в 2%÷4%.

Кроме того, граница раздела большего и меньшего зарядов представляет собой либо коническую поверхность, образующая которой перпендикулярна образующей соплового контура, для конического центрального канала меньшей части заряда, либо коническую поверхность, образующая которой перпендикулярна касательной к образующей центрального канала в точке, принадлежащей окружности, формирующей критическое сечение, для центрального канала меньшей части заряда в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля. Это дает дополнительную возможность повысить удельный импульс тяги за счет образования входного конуса в сопловой участок канала заряда.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен общий вид предлагаемой конструкции БСРДТТ, где центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде усеченного конуса.

На фиг.2 представлен общий вид предлагаемой конструкции РДТТ, где центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля.

Двигатель (фиг.1, 2) состоит из камеры сгорания 1, в которой установлен скрепленный с ее стенками заряд твердого топлива, состоящий из двух частей 2, 3. Часть 2 - заряд твердого топлива с высокой температурой горения, расположенный у переднего днища 7, а часть 3 - заряд твердого топлива с низкой температурой горения, расположенный у заднего торца 8, имеет контур 4 (фиг.1), площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного отверстия, либо профилированную сверхзвуковую часть 4 (фиг.2). Граница раздела большего и меньшего зарядов представляет собой коническую поверхность 5 (фиг.1, 2). Твердое топливо поджигается воспламенителем 6.

Двигатель работает следующим образом. После срабатывания воспламенительного устройства 6, установленного в переднем днище 7 камеры сгорания 1, воспламеняются части заряда 2 и 3. Продукты сгорания части заряда 3 формируют поток низкотемпературных продуктов сгорания, а горящий заряд 2 создает высокотемпературный поток.

В настоящее время изготовлены модели БСРДТТ и проводятся экспериментальные исследования для определения эффективности предлагаемых вариантов конструкции.

1. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, состоящий из камеры сгорания с передним днищем, цилиндрической частью, задним торцом и скрепленного с камерой сгорания заряда с центральным каналом, отличающийся тем, что заряд состоит из двух последовательно расположенных частей, при этом большая часть заряда, расположенная у переднего днища, выполнена с цилиндрическим центральным каналом, а меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда, а масса меньшей части заряда составляет 2%÷10% от общей массы заряда.

2. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде усеченного конуса с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания.

3. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что центральный канал меньшей части заряда выполнен в виде сверхзвуковой части сопла Лаваля с основанием, расположенным у заднего торца камеры сгорания.

4. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.2, отличающийся тем, что граница раздела большей и меньшей частей заряда выполнена в виде конической поверхности, образующая которой перпендикулярна образующей центрального канала меньшей части заряда.

5. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива по п.3, отличающийся тем, что граница раздела большей и меньшей частей заряда выполнена в виде конической поверхности, образующая которой перпендикулярна касательной к образующей центрального канала меньшей части заряда в точке, принадлежащей окружности, формирующей критическое сечение сопла Лаваля.

www.findpatent.ru

Ракетный двигатель БРДК-2

Бессопловые ракетные двигатели давно и успешно используются многими ракетчиками. Одним из бесспорных преимуществ бессопловых моторов является маленький вес корпуса, т.е. хорошее весовое соотношение топливо/корпус, от которого зависит и весовое совершенство. Это связано с особенностью зарядки (скрепленный заряд) и с пониженным рабочим давлением. Прощупать возможности бессопловика в этом разрезе я решил с помощью движка, созданного на базе двигателя со скрепленным зарядом РДК-2. Для РДК-2 уже отработана технология формирования скрепленного канального заряда, поэтому не потребовалось почти никаких доработок, чтобы сделать его бессопловой вариант БРДК-2.

Схема двигателя показана на рис.1. Это очень простой экспериментальный мотор, в котором не предусмотрены никакие дополнительные системы, вроде пиропривода системы спасения.

Топливо
Топливо такое же, как для РДК-2 - плавленая сорбитовая карамель. В двигатель влезает 31 г топлива.
Корпус
Собственно, с корпусом и хотелось поэкспериментировать. Сделал очень легкий корпус из двух слоев офисной бумаги, пропитанных эпоксидкой. С одной стороны залил эпоксидку в качестве заглушки. Суммарный вес получился 7,3 г, и это при том, что с заглушкой я явно перестарался. Думаю реально сбросить еще пару грамм. Отношение топливо/корпус получается более 4-х. Что очень неплохо. Например, у приличного двигателя РДК-3Ф это соотношение не превышает 0,8, а для многоразового мотора РДК-4ГР не более 0,6.
Сборка
Конструктивно движок элементарный, что тоже можно отнести к плюсам бессопловой схемы. Тут только несколько небольших нюансов. В заглушке внутри корпуса высверливается небольшое углубление для центровки шпильки, которая формирует канал. После того, как корпус заполнен топливом, вставляется шпилька Ø5,3 мм, слегка смазанная подсолнечным маслом, до упора в центрирующее углубление. С внешнего торца шпилька центрируется металлическим цилиндром или подходящей шайбой. Если топливо аккуратно уложено, то прессовать заряд не обязательно. После застывания шпилька выпрессовывается также, как в РДК-2.
Характеристики
Параметры двигателя получаются такие:   - длина 112 мм   - диаметр 17,2 мм   - вес 38.3 г   - длина заряда 100 мм   - диаметр заряда 16 мм   - длина канала 100 мм   - диаметр канала 5,3 мм   - вес заряда 31 г

Испытания двигателя БРДК-2 прошли 05.09.2010 на стенде ТСК-2-5 на базе 5-ти килограммовых весов. Результаты были обработаны программой ALTIMMEX. Полученные характеристики показаны на рис.2.

Мотор отработал устойчиво. Максимальная тяга 3,6 кг. Неплохо для такого небольшого и легкого движка.

Заключение
Сопловой прототип РДК-2 был рассчитан на ракеты взлетной массой 150-200г. С учетом возможной экономии веса не проблема уложиться в 150 г для такого класса ракет и с двигателем БРДК-2. Расчет в программе ALTIMMEX показывает, см. рис.3, что мощности мотора достаточно для полета на высоту более 400м. Для ракет класса РК-2 этого вполне достаточно.

Двигатель БРДК-2 прост в изготовлении, достаточно безопасен и подходит для ракетчика с небольшим опытом. Можно создать вариант с вышибным зарядом для системы спасения. Будет время - поэкспериментирую. /23.04.2009 kia-soft/

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

***

kia-soft.narod.ru