2 448 267(13) C2 - Патенты на изобретения РФ и патентный

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ
(19)
RU
(11)
2 448 267
(13)
C2
(51) МПК
F02K
9/10
(2006.01)
ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ
(12) ОПИСАНИЕ
ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
(21)(22) Заявка: 2010132037/06, 29.07.2010
(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
29.07.2010
(73) Патентообладатель(и):
Открытое акционерное общество Научнопроизводственное объединение "Искра" (RU)
(45) Опубликовано: 20.04.2012 Бюл. № 11
C 2
2 4 4 8 2 6 7
(54) РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
(57) Реферат:
Изобретение относится к ракетной технике
и может быть использовано при создании
ракетного
двигателя
твердого
топлива,
имеющего большое время работы. Ракетный
двигатель твердого топлива содержит корпус,
переднюю крышку, скрепленный с корпусом
заряд,
имеющий
сквозной
цилиндроконический канал, радиус которого минимален
в районе передней крышки, и сопло, часть
которого утоплена в корпус. На поверхность
сквозного канала заряда нанесена бронировка,
а
длина
незабронированного
участка
сквозного
канала
не
превышает
его
минимальный радиус. Торец заряда напротив
передней
крышки
не
забронирован.
Бронировка
сквозного
канала
заряда
выполнена в виде прилегающей к утопленной
части сопла манжеты, а на торце заряда
напротив передней крышки выполнены щели
или
проточки.
Изобретение
позволяет
увеличить время работы ракетного двигателя
твердого топлива при уменьшении его длины.
3 з.п. ф-лы, 2 ил.
C 2
R U
Адрес для переписки:
614038, г.Пермь, ул. Академика Веденеева,
28, ОАО НПО "Искра", отдел патентоведения
Ñòð.: 1
ru
2 4 4 8 2 6 7
(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: ЛАВРОВ Л.Н. Конструкции ракетных
двигателей на твердом топливе. - М.:
Машиностроение, 1993, стр.16, рис.1.3. RU
2386843 C1, 20.04.2010. US 4015427 A,
05.04.1977. RU 2378523 C1, 10.01.2010. RU
2088783 C1, 27.08.1997. US 3203174 A,
31.08.1965.
R U
Приоритет(ы):
(22) Дата подачи заявки: 29.07.2010
(72) Автор(ы):
Иоффе Ефим Исаакович (RU),
Лянгузов Сергей Викторович (RU),
Налобин Михаил Алексеевич (RU)
RUSSIAN FEDERATION
(19)
RU
(11)
2 448 267
(13)
C2
(51) Int. Cl.
F02K
9/10
(2006.01)
FEDERAL SERVICE
FOR INTELLECTUAL PROPERTY
(12) ABSTRACT
OF INVENTION
(72) Inventor(s):
Ioffe Efim Isaakovich (RU),
Ljanguzov Sergej Viktorovich (RU),
Nalobin Mikhail Alekseevich (RU)
(21)(22) Application: 2010132037/06, 29.07.2010
(24) Effective date for property rights:
29.07.2010
(73) Proprietor(s):
Otkrytoe aktsionernoe obshchestvo Nauchnoproizvodstvennoe ob"edinenie "Iskra" (RU)
(45) Date of publication: 20.04.2012 Bull. 11
(57) Abstract:
FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: proposed engine comprises
housing, front cover, charge bonded with the housing
and provided with through tapered-cylinder channel
with minimum radius in front cover area, and nozzle
with its part partially recessed in housing. Charge
through channel surface is coated with armor while
through channel unrestricted length does not exceed
R U
2 4 4 8 2 6 7
its minimum radius. Charge face opposite front cover
has no armor coat. Through channel armor protection
is made up of collar adjoining the nozzle recessed
part while slits of grooves are made on charge face
opposite front cover.
EFFECT: increased interval of rocket engine
operation, decreased length.
4 cl, 2 dwg
Ñòð.: 2
en
C 2
C 2
(54) SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE
2 4 4 8 2 6 7
Mail address:
614038, g.Perm', ul. Akademika Vedeneeva, 28,
OAO NPO "Iskra", otdel patentovedenija
R U
Priority:
(22) Date of filing: 29.07.2010
RU 2 448 267 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при
создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), имеющего большое время
работы.
Известно, что максимальным временем работы обладают РДТТ с зарядом
торцевого горения [Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей
твердого топлива. Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение,
1987. - 272 с.: ил., страницы 13, 14, рис.1.6]. Недостатком указанного РДТТ является
его большая длина, которая складывается из длины заряда торцевого горения и длины
сопла.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному
эффекту к предлагаемому изобретению является РДТТ [Конструкции ракетных
двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. Л.Н.Лаврова - М.: Машиностроение,
1993 - 215 с., ил., страница 39, рис.1.20]. РДТТ содержит корпус, переднюю крышку,
скрепленный с корпусом заряд, имеющий сквозной канал, радиус которого минимален
в районе передней крышки, сопло, часть которого утоплена в корпус. Недостатком
данного РДТТ является сравнительно малое время работы, обусловленное тем, что
величина горящего свода (определяется разностью радиусов корпуса и канала заряда)
меньше длины корпуса.
Технической задачей настоящего изобретения является увеличение времени работы
РДТТ при уменьшении его длины.
Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого
топлива, содержащем корпус, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд,
имеющий сквозной цилиндро-конический канал, радиус которого минимален в районе
передней крышки, сопло, часть которого утоплена в корпус, на поверхность
сквозного канала заряда нанесена бронировка. Длина незабронированного участка
сквозного канала не превышает его минимальный радиус. Торец заряда напротив
передней крышки является незабронированным. Бронировка сквозного канала заряда
может быть выполнена в виде прилегающей к утопленной части сопла манжеты. На
торце заряда напротив передней крышки могут быть выполнены щели или проточки.
Диаметр незабронированного торца заряда может превышать диаметр передней
крышки.
Технический результат достигается тем, что горящий свод, определяемый
наклонным отрезком от кромки бронировки до места сочленения утопленной части
сопла с корпусом почти равен длине корпуса (в т.ч. за счет наклонного расположения
указанного отрезка). За счет того, что сопло и заряд расположены параллельно друг
другу, длина двигателя меньше суммы длин заряда и сопла. Оформление бронировки
в виде прилегающей к утопленной части сопла манжеты обеспечивает снижение
теплового воздействия как на сопло, так и на бронировку, т.е. приводит к снижению
массы конструкции. Выполнение на торце заряда напротив передней крышки щелей
обеспечивает выравнивание зависимости поверхности горения от свода, имеющей без
щелей заниженное начальное значение. Если диаметр незабронированного торца
заряда превышает диаметр передней крышки, то обеспечивается снижение массы
конструкции (за счет уменьшения передней крышки).
Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.
Изобретение поясняется следующим графическим материалом.
На фиг.1 показан продольный разрез РДТТ.
На фиг.2 показано положение поверхности горения в процессе горения заряда.
Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, переднюю крышку 2,
Ñòð.: 3
DE
RU 2 448 267 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
скрепленный с корпусом 1 заряд 3, имеющий сквозной цилиндро-конический канал 4.
Радиус цилиндро-конического канала 4 является переменным и минимален в районе
передней крышки 2. Сопло 5 РДТТ частично утоплено в корпус 1. На поверхность
сквозного канала 4 заряда 3 нанесена бронировка 6. Длина незабронированного
участка сквозного канала 4 не превышает его минимальный радиус. Торец 8 заряда 3
напротив передней крышки 2 является незабронированным. Бронировка 6 сквозного
канала 4 заряда 3 может быть выполнена в виде прилегающей к утопленной части
сопла 5 манжеты 9. На торце 8 заряда 3 напротив передней крышки 2 могут быть
выполнены щели 10 (или проточки).
Устройство работает следующим образом. При запуске РДТТ воспламеняется
заряд 3 по поверхностям незабронированного участка 7 сквозного канала 4, торцу 8,
щелям 10. На фиг.2 толстыми линиями 11 показано положение поверхности горения в
процессе выгорания незабронированного участка 7 сквозного канала 4 и торца 8.
Тонкими линиями 12 показано положение поверхности горения в процессе выгорания
щелей 10. На фиг.2 видно, что щели 10 (тонкие линии 12) влияют на поверхность
горения (в сторону ее увеличения) в начале работы РДТТ и перестают пересекать
толстые линии 11 к концу работы. Показанная величина горящего свода обеспечивает
большое время работы РДТТ.
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению
с прототипом, в качестве которого выбран РДТТ [Конструкции ракетных двигателей
на твердом топливе / Под общ. ред. Л.Н.Лаврова - М.: Машиностроение, 1993 - 215 с.,
ил., страница 39, рис.1.20], заключается в увеличении времени работы РДТТ при
уменьшении его длины.
Формула изобретения
1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, переднюю крышку,
скрепленный с корпусом заряд, имеющий сквозной цилиндроконический канал, радиус
которого минимален в районе передней крышки, сопло, часть которого утоплена в
корпус, отличающийся тем, что на поверхность сквозного канала заряда нанесена
бронировка, а длина незабронированного участка сквозного канала не превышает его
минимальный радиус, причем торец заряда напротив передней крышки является
незабронированным.
2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что бронировка
сквозного канала заряда выполнена в виде прилегающей к утопленной части сопла
манжеты.
3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что на торце
заряда напротив передней крышки выполнены щели или проточки.
4. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что диаметр
незабронированного торца заряда превышает диаметр передней крышки.
45
50
Ñòð.: 4
CL
RU 2 448 267 C2
Ñòð.: 5
DR