Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива
DUAL-MODE SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах.
Одной из задач, решаемых при создании двухрежимных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) является обеспечение надежности функционирования.
Известные конструкции двухрежимных РДТТ, содержат стартовую и маршевую камеру сгорания, сопло, диафрагму с газоводами, закрытыми мембранами (см. патент РФ №2390646 опубл. 27.05.2010 БИ №15).
Задачей данного технического решения являлось обеспечить работу двухрежимного РДТТ.
Общими признаками с предлагаемыми РДТТ являлось наличие стартовой и маршевой камеры сгорания, сопла, диафрагмы с газоводами.
Однако, данная конструкция имеет существенный недостаток: существенный разброс характеристик РДТТ обусловленный незакономерным разгаром газоводов малого диаметра без теплозащитного покрытия.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому результату является РДТТ содержащий стартовую и маршевую камеру сгорания, сопло, диафрагму с газоводами, в котором газоводы, закрыты при работе на стартовом режиме мембраной выполненной в виде сектора в кольца (патент РФ №2687500 опубл. 14.05.2019 БИ №14) принятый за прототип.
Известный РДТТ работает следующим образом. При функционировании стартовой камеры сгорания мембраны, размещенные со стороны стартовой камере сгорания, выполняют роль переднего дна, что исключает возможность протекания газа в маршевую камеру сгорания. В начальный момент работы на маршевом режиме мембрана вскрывается, что обеспечивает истечение продуктов сгорания из маршевой камеры в стартовую. Использование газоводов с большой площадью поперечного сечения дает возможность применять для тепловой защиты газоводов эффективные теплозащитные материалы, что резко снижает разгар и обеспечивает стабильные характеристики РДТТ. Однако существенным недостатком данной конструкции является незакономерное разрушение мембраны. Соударение отлетевших фрагментов мембраны, движущихся с высокой скоростью, с теплозащитным покрытием стартовой камеры может привести к локальным разрушениям покрытия, а в случае использования современных высокотемпературных топлив к прогару камеры сгорания в месте соударения.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось обеспечение работоспособности РДТТ при использовании топлив с относительно низкой температурой продуктов сгорания.
Общими признаками с предлагаемым устройством являлось наличие стартовой и маршевой камеры сгорания, сопла, диафрагмы с газоводами, закрытыми мембранами.
В отличие от прототипов, в предлагаемом РДТТ в мембране со стороны стартовой камеры сгорания, в области боковых и внутренних поверхностей газоводов выполнены пазы с толщиной мембраны под пазами, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры, причем толщина мембраны у внутренней поверхности газоводов составляет 0,2…0,8 толщины мембраны у внешней поверхности газоводов.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.
Задачей предполагаемого изобретения является повышение надежности функционирования РДТТ с зарядом из высокоэнергетического топлива.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном РДТТ, содержащем стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с периферийными отверстиями с сечением в виде секторов кольца, мембрану и сопло, особенность заключается в том, что в мембране со стороны стартовой камеры сгорания в области боковых и внутренних поверхностей газоводов выполнены пазы с толщиной мембраны под пазами, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры, причем толщина мембраны под пазами у внутренней поверхности газоводов составляет 0,2…0,8 толщины мембраны у внешней поверхности газоводов.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также связей между ними позволяют в частности, за счет выполнения в мембране со стороны стартовой камеры сгорания в области боковых и внутренних поверхностей газоводов пазов с толщиной мембраны под пазами, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры, причем толщина мембраны под пазами у внутренней поверхности газоводов составляет 0,2…0,8 толщины мембраны у внешней поверхности газоводов, обеспечить закономерное отделение фрагментов мембраны, ограниченные пазами, в области боковых и внутренних поверхностей газоводов, поворот и сгибание фрагментов в области внешней поверхности газоводов с последующим их догоранием исключающим соударение фрагментов с поверхностью стартовой камеры сгорания и повышает надежность работы РДТТ.
При увеличении толщины мембраны под пазами у внутренней поверхности газовода свыше 0,8, толщины мембраны у внешней поверхности газовода возникает вероятность незакономерного вскрытия мембраны, при уменьшении указанной толщены менее 0,2 возможно разрушение мембраны по пазам при действии давления со стороны стартовой камеры сгорания.
Сущность изобретения заключается в том, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с периферийными отверстиями с сечением в виде секторов кольца, мембрану и сопло, согласно изобретению в мембране со стороны стартовой камеры сгорания в области боковых и внутренних поверхностей газоводов выполнены пазы с толщиной мембраны под пазами, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры, причем толщина мембраны под пазами у внутренней поверхности газоводов составляет 0,2…0,8 толщины мембраны у внешней поверхности газоводов.
Сущность изобретения поясняется чертежом на фиг.1 изображен продольный разрез РДТТ.
Предлагаемый РДТТ содержит маршевую камеру сгорания 1, диафрагму 2 газоводами 3, мембрану 4 с пазами 5, стартовую камеру сгорания 6 и сопло 7. В мембране 4 со стороны стартовой камеры сгорания 6 в области боковых и внутренних поверхностей газоводов 3 выполнены пазы 5 с толщиной мембраны 4 под пазами 5, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры сгорания 6, причем толщина мембраны 4 под пазами 5 у внутренней поверхности газоводов 3 составляет 0,2…0,8 толщены мембраны у внешней поверхности газоводов 3.
Предлагаемый РДТТ работает следующим образом. В начале работы на маршевом режиме происходит вскрытие мембраны 4, что обеспечивает истечение продуктов сгорания из маршевой камеры сгорания 1 в стартовую камеру сгорания 6 и истечение через сопло 7. За счет выполнения в мембране 4 пазов 5 с толщиной мембраны 4 под пазами 5, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры сгорания 6 и толщиной мембраны 4 под пазами 5 у внутренней поверхности газовода 3 равна 0,2…0,8 толщины мембраны 4 у внешней поверхности газовода 3 обеспечивается отгибание фрагментов мембраны 4, ограниченных пазами 5. Это исключает отделение фрагментов от мембраны 4 и соударение отлетевших фрагментов мембраны 4, движущихся с высокой скоростью, с теплозащитным покрытием стартовой камеры сгорания 6, что повышает надежность работы РДТТ.
Выполнение РДТТ в соответствии с изобретением позволит повысить надежность работы двухрежимного ракетного двигателя с зарядом из высокоэнергетического топлива.
Изобретение может быть использовано при разработке двухрежимных РДТТ.
Указанный положительный эффект подтверждается испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с изобретением.