ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА
SOLID-PROPELLANT CHARGE

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве ракетных двигателей с зарядами твердого ракетного топлива.
Известны конструкции ракетных двигателей твердого топлива с вкладными зарядами торцевого горения, в том числе с частично бронированной боковой поверхностью пат. RU 2164616, либо заряд торцевого горения для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты пат. RU 2282741.
Конструкция по пат. RU 2164616, МПК F02K 9/10, заявленная 01.11.1999, опубликованная 27.03.2001, принята авторами за прототип. Особенностью прототипа является наличие застойной зоны над боковой бронированной поверхностью заряда.
Существенным недостатком прототипа является сложность обеспечения номинальных внутрибаллистических характеристик в начальный момент работы ракетного двигателя. Это связано с тем, что начальная поверхность горения заряда не совпадает с номинальной, а изменение поверхности горения в начальный момент должно с одной стороны компенсировать возможное повышение давления при совместной работе заряда и узла воспламенителя, с другой стороны необходимо компенсировать повышенные теплопотери и потери на заполнение застойных зон в момент выхода двигателя на рабочий режим. В таких системах в начальный момент времени возможна реализация высокого уровня давления в камере сгорания, что обусловлено большой начальной поверхностью горения, после наблюдается резкий спад давления, который можно объяснить выгоранием развитой начальной поверхностью горения. Возможен и другой вариант, когда начальная поверхность горения заряда недостаточна, а следовательно, в начальный момент времени реализуется низкое давление в камере сгорания, это приводит к увеличению времени выхода двигателя на рабочий режим.
Технической задачей изобретения является создание конструкции заряда торцевого горения для ракетных двигателей твердого топлива, обеспечивающего надежный выход двигателя на рабочий режим и исключающего появление пиков и провалов давления в камере сгорания.
т
т
т
т
Технический результат достигается за счет того, что заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде цилиндрического моноблока бронированного по боковой поверхности, прочно скрепленного с неразъемным передним днищем и передней частью корпуса, при этом со стороны заднего торца выполнена фигурная выточка глубиной (0,2÷0,4)Д, образованная поверхностью цилиндра на диаметре (0,24÷0,26)Д и поверхностями двух усеченных конусов, один из которых сопряжен с поверхностью цилиндра радиусом 5-7 мм, а второй выходит на торец на высоте (0,84÷0,86)Д, где Д - диаметр заряда.
Патентуемое изделие поясняются графическими материалами.
Фиг.1. Патентуемая конструкция:
1 - неразъемное переднее днище;
2 - корпус двигателя;
3 - цилиндрический моноблок;
4 - задний торец;
5 - фигурная выточка;
т
D - диаметр заряда.
Фиг.2. Характер зависимости «давление-время» - P(τ) для патентуемой конструкции.
Сущность изобретения заключается в исключении пиков и провалов по давлению в камере сгорания при выходе двигателя на режим (Фиг.2), обусловленных законом изменения начальной поверхностью горения. Надежный выход ракетного двигателя на режим достигается за счет фигурной выточки на заднем торце, размеры которой, рассчитанные интерполяционным методом, дают оптимальный закон изменения начальной поверхности горения и исключают появление высоких амплитуд колебаний давления. Изменение границ установленных размеров фигурной выточки приводит к появлению пиков и провалов на кривой давления в начальный момент работы двигателя.
Предложенная конструкция заряда торцевого горения (Фиг.1) в виде цилиндрического моноблока (3) бронированного по боковой поверхности, прочно скрепленного с неразъемным передним днищем (1) и передней частью корпуса (2) в составе ракетного двигателя функционирует следующим образом. После подачи импульса на пиропатрон срабатывает воспламенитель, продукты сгорания которого поджигают задний торец заряда (4). При этом в силу гомогенности (однородности) твердых ракетных топлив горение последних происходит параллельными слоями, в общем случае по эквидистантным поверхностям. В процессе горения заряда за счет фигурной выточки (5) на заднем торце, сохраняется постоянная площадь поверхности горения, что обеспечивает постоянный уровень давления в камере сгорания на протяжении всей работы.
Положительный эффект изобретения - повышение надежности зарядов твердого ракетного топлива, выполнение внутрибаллистических характеристик, обеспечение высоких технических показателей ракетных двигателей твердого топлива.
Патентуемая конструкция заряда твердого ракетного топлива проверена огневыми стендовыми испытаниями в условиях ФГУП «НИИПМ».