МЕХАНИЗМ ТЕПЛОЗАЩИТЫ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
HEAT PROTECTION MECHANISM OF ROCKET ENGINE CHAMBER

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на твердом топливе.
Ракетный двигатель является простейшим из тепловых двигателей по конструкции. Однако поскольку ракетному двигателю приходится работать за пределами атмосферы, то возникает проблема охлаждения его рабочей камеры, контактирующей с высокотемпературными продуктами сгорания, т.к. при отсутствии атмосферы некуда сбрасывать тепло. Воздушный радиатор применить нельзя, а лучистый радиатор имеет недостаточную мощность. В жидкостном ракетном двигателе эта проблема решается путем прокачивания жидкого топлива через рубашку охлаждения, выполненную в стенках рабочей камеры. Однако в ракетных двигателях, работающих на твердом топливе такой механизм охлаждения стенок применить нельзя. Твердое топливо обычно помещается целиком в камере сгорания (КС) и, будучи герметично скрепленным со стенками КС защищает стенки КС от высокотемпературной среды в верхней части КС. Однако сопло, и особенно зона критического сечения сопла, где температура газов наиболее высокая и имеется высокая скорость течения, интенсифицирующая теплоотдачу, не могут быть экранированы топливом. В этих участках рабочей камеры приходится применять теплозащиту в виде специального покрытия, которое не дает полезной энергии, а наоборот поглощает ее, расходуя тепло на химическое разложение. Этот процесс называется абляцией.
Однако слой аблирующего теплозащитного покрытия, который можно разместить в проточной части камеры, ограничен по толщине. Причем, в процессе его выгорания увеличивается сечение проточной части сопла. Особенно неприемлемым является так называемый разгар сопла в критическом сечении, что существенным образом изменяет параметры горения и тягу. Кроме того имеет место неравномерность распределения скорости выгорания аблирующего слоя по поверхности. Причем эта неравномерность часто непредсказуемая, что вызывает соответствующую непредсказуемость профиля тяги двигателя и надежность выполнении полетного задания.
Проблема повышения стабильности тяги ракетного двигателя решается путем выполнения теплозащиты в виде лент, покрывающих внутреннюю поверхность рабочей камеры двигателя и перематываемых с помощью механизма, установленного на срезе сопла (см. например патент US 3134223, 1964, 5 с., столбец 2 строки 1-73 - столбец 3 строки 1-2, фиг. 1). При этом в данном известном решении весь запас теплозащитного материала в виде рулонов лент помещается внутри камеры сгорания, что ограничивает возможное время работы двигателя. Кроме того, это увеличивает габаритные размеры камеры сгорания, а следовательно и массу ракетного двигателя.
Целью изобретения является увеличение ресурса времени работы двигателя и снижение удельной массы конструкции двигателя.
Предлагается механизм теплозащиты рабочей камеры ракетного двигателя, содержащий набор экранирующих теплозащитных лент, расположенных у стенок в рабочей камере двигателя и перематываемых лентопротягивающим механизмом, расположенным на срезе сопла. Цель изобретения достигается тем, что ленты введены в камеру двигателя через срез сопла, идут вдоль стенки сопла к днищу камеры сгорания, где установлены направляющие ролики, и далее идут к лентопротягивающему механизму, образуя двухслойное экранирование стенок рабочей камеры. При этом ввод и вывод лент осуществляется через выходное отверстие сопла, чем обеспечивается возможность неограниченного увеличения запаса теплозащитного материала. Таким образом увеличивается ресурс времени работы двигателя без увеличения размеров и массы рабочей камеры.