Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива
NON-NOZZLE SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам с бессопловом двигателем твердого топлива.
Известен бессопловой ракетный двигатель твердого топлива, который включает камеру сгорания (корпус) с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2%-10% от общей массы заряда (патент RU 2517971, МПК F02K9/12, 2014 г.).
Однако известный бессопловой ракетный двигатель твердого топлива характеризуется рядом недостатков, а именно удельный импульс тяги имеет пониженное значение за счет, во-первых, формирования "виртуального сопла " с отклонением от формы правильного усеченного конуса, которая является предпочтительной для работы двигателя, вследствие применения зарядов из медленно и быстро горящих топлив в виде отдельных блоков; во- вторых, наличия балласта, которым является корпус, не участвующего в энергетике реактивного движения.
Таким образом, перед авторами была поставлена задача разработать конструкцию бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, обеспечивающего повышения удельного импульса тяги.
Поставленная задача решена в предлагаемом бессопловом ракетном двигателе твердого топлива, содержащим корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати, при этом слой воспламенителя толщиной не менее 100мкм нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива.
2
3
При этом корпус бессоплового ракетного двигателя твердого топлива может быть выполнен из сплава на основе алюминия, например, AlMg.
При этом заряд твердого топлива бессоплового ракетного двигателя твердого топлива может быть выполнен из смесевого твердого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом.
В настоящее время из патентной и научно-технической литературы не известна конструкция бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, в котором слой воспламенителя нанесен на торцевой контур заряда твердого топлива, при этом корпус выполнен из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса, причем корпус и заряд твердого топлива выполнены как единое целое с использованием технологии 3D-печати.
2
3
На фиг. 1а приведена схема бессоплового ракетного двигателя твердого топлива, содержащего корпус (1), выполненный из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива, контактирующего со стенками корпуса, например, из сплава на основе алюминия AlMg; заряд твердого топлива (2), торец которого выполнен в виде усеченного конуса (4); воспламенитель (3), нанесенный слоем толщиной не менее 100мкм на торцевой контур заряда твердого топлива. Заряд твердого топлива (2) может быть выполнен из смесевого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом.
В предлагаемой конструкции использование 3D-печати позволяет изготовить корпус и заряд твердого топлива как единое целое, при этом изготовление корпуса из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива обеспечивает после срабатывания воспламенителя одновременное воспламенение заряда твердого топлива и корпуса, что наряду с выполнением заряда твердого топлива из однородного по составу материала, имеющего более высокую температуру горения, чем в известном решении, и обеспечивающего за счет однородности равномерное по объему заряда горение, позволяет получить фронт горения в виде "виртуального сопла", имеющего форму правильного усеченного конуса, которая не изменяется в процессе горения заряда, что и обусловливает увеличение удельного импульса тяги на 5-10% и увеличение скорости полета ракеты согласно формуле Циолковского на 10-20%.
2
3
Предлагаемый бессопловой ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя, нанесенного слоем толщиной не менее 100мкм на торцевой контур заряда твердого топлива, воспламеняется заряд и одновременно с ним воспламеняется корпус двигателя (6), выполненный из материала, имеющего температуру воспламенения, равную температуре воспламенения материала заряда твердого топлива(см. фиг. 1б). В случае изготовления корпуса из сплава на основе алюминия, например, AlMg, а заряда твердого топлива - из смесевого топлива, дополнительно содержащего порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом, температура горения составит 3500-4000 °С. При этом продукты сгорания формируют "виртуальное сопло" (5) с потоком продуктов сгорания, температура которого достигает 3500-4000°С за счет высокой энергетической эффективности материала заряда твердого топлива, содержащего смесь горючего топлива и энергоемкое металлическое горючее - порошок металлического циркония или алюминия, модифицированного оксидом ванадия или редкоземельным элементом. По мере сгорания топлива твердого заряда корпус, являясь активной оболочкой, также сгорает, снижая пассивную массу конструкции, способствуя увеличению удельного импульса тяги и не нарушая формы "виртуального сопла".
Таким образом, предлагаемая авторами конструкция позволяет получить:
- в процессе горения "виртуальное сопло" в форме правильного усеченного конуса, форма которого не меняется с течением времени;
- снижение пассивной массы конструкции и увеличение энергетической эффективности;
- повышение температуры горения.
Как следствие, в результате использования указанных преимуществ достигается увеличение удельного импульса тяги и скорости движения ракеты.