Задачи те же - использование весового преимущества бессопловиков, ну и отработка процедуры отливки заряда большого объема.
Схема двигателя показана на рис.1. Конструкция традиционно элементарна.
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.
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.
kia-soft.narod.ru
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.
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 
, 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 . 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.freepatent.ru
Схема двигателя показана на рис.1. Конструкция традиционно элементарна.
Корпус можно сделать и более простой. Достаточно намотать один лист офисной бумаги на силикатном клею. Что и было проделано во втором варианте двигателя.
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.
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.
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.
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.
P.S. Содержание может корректироваться по мере накопления экспериментальных данных.
***kia-soft.narod.ru
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
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
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
Схема двигателя показана на рис.1. Это очень простой экспериментальный мотор, в котором не предусмотрены никакие дополнительные системы, вроде пиропривода системы спасения.
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.
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
