ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА
SOLID-PROPELLANT CHARGE

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к заряду твердого ракетного топлива для сбрасываемого стартового двигателя, располагаемого внутри камеры сгорания маршевого ракетно-прямоточного двигателя.
Известны конструкции зарядов твердого ракетного топлива RU 2196916 С1, МПК 7 F02К 9/18, RU 2221158 C1, МПК 7 F02К 9/18, RU 2326261 C1, МПК F02К 9/18. Данные конструкции зарядов обеспечивают высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокую механическую надежность, технологичность при изготовлении, а также обеспечивают постоянство закона изменения поверхности горения по своду. Недостатком указанных конструкций является минимальный по времени спад давления на конечном участке работы, что может привести к потере устойчивости корпуса заряда и его схлопыванию после работы заряда, и как следствие к демонтажу ракеты.
Известна конструкция заряда скрепленного RU 2190113 С2, МПК 7 F02К 9/34, взятая авторами за прототип. Данная конструкция заряда обеспечивает высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокий коэффициент массового совершенства, высокую механическую надежность, технологичность при изготовлении, а также обеспечивает постоянство закона изменения поверхности горения по своду. Недостатком указанной конструкций является минимальный по времени спад давления на конечном участке работы.
2
2
2
При сбросе стартового двигателя, при минимальном по времени спаде давления на конечном участке работы заряда возникает максимальное значение наружного избыточного давления (камера сгорания стартового двигателя опорожнена, давление близкое к 2÷4 кгс/см; в камере сгорания маршевого двигателя давление на уровне 10÷15 кгс/см), действующее на корпус заряда на участке разделения. При наличии наружного избыточного давления более 5 кгс/см корпус заряда может потерять устойчивость и схлопнуться, что при отделении стартового двигателя может привести к демонтажу маршевого двигателя и ракеты в целом.
Задача, на решение которой направлено данное изобретение, состоит в создании такой конструкции заряда твердого ракетного топлива, которая обеспечивает высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокий коэффициент массового совершенства, технологичность при изготовлении, постоянство закона изменения поверхности горения по своду, а также требуемое по времени значение давления в камере сгорания на участке спада давления (затянутый по времени спад давления), при котором наружное избыточное давление, действующее на корпус заряда, гарантированно не приведет к потере устойчивости корпуса заряда и его схлопыванию при отделении стартового двигателя.
Технический результат изобретения достигается за счет создания такой конструкции заряда твердого ракетного топлива с щелевыми вырезами в задней части, содержащего органопластиковый корпус большого удлинения с внутренним теплозащитным покрытием, на канале заряда со стороны переднего торца выполнен кольцевой выступ длиной l от 0,15 до 0,25 длины заряда L [l=(0,15÷0,25)L], причем канал заряда со стороны переднего торца плавно переходит в образующую кольцевого выступа, представляющую собой прямую, максимальная толщина кольцевого выступа h достигается к концу его длины и составляет от 0,02 до 0,05 величины свода е [h=(0,02÷0,05)е].
Сущность предлагаемого изобретения представлена на фиг.1, где 1 - канал заряда, 2 - кольцевой выступ, 3 - органопластиковый корпус большого удлинения, 4 - внутреннее теплозащитное покрытие, 5 - щелевые вырезы, L - длина заряда, e - свод. Такая конструкция заряда твердого ракетного топлива обеспечивает высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокий коэффициент массового совершенства, технологичность при изготовлении, постоянство закона изменения поверхности горения по своду.
На фиг.2 показана конструкция кольцевого выступа, где 1 - образующая кольцевого выступа, 2 - кольцевой выступ, 3 - исходный контур канала заряда, l - длина кольцевого выступа, h - толщина кольцевого выступа. Кольцевой выступ увеличивает свод заряда на данном участке канала на толщину кольцевого выступа h. Такое утолщение позволяет получить остаток топлива, догорающий на участке спада давления в конце работы заряда, обеспечивая требуемый уровень давления в камере сгорания (уровень давления в камере сгорания, близкий к уровню внешнего давления, действующего на корпус заряда) в момент отделения стартового двигателя и до момента его полного выхода из камеры сгорания маршевого двигателя.
При длине кольцевого выступа l меньше 0,15 длины заряда L или толщине кольцевого выступа h меньше 0,02 на участке спада давления при отделении стартового двигателя возникает наружное избыточное давление, при котором корпус заряда может потерять устойчивость и схлопнуться. При длине кольцевого выступа l более 0,25 длины заряда L или толщине кольцевого выступа h более 0,05 на участке спада давления при отделении стартового двигателя возникает внутреннее избыточное давление, что означает неоптимальное расходование топлива (низкий коэффициент массового совершенства).
Такая конструкция заряда твердого ракетного топлива обеспечивает высокий коэффициент заполнения камеры сгорания, высокий коэффициент массового совершенства, технологичность при изготовлении, постоянство закона изменения поверхности горения по своду, а также требуемое по времени значение давления в камере сгорания на участке спада давления, при котором наружное избыточное давление, действующее на корпус заряда, гарантированно не приведет к потере устойчивости корпуса заряда и его схлопыванию при отделении стартового двигателя.
Указанное техническое решение подтверждено отработкой зарядов в опытных условиях ФГУП «НИИПМ».