РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
ROCKET ENGINE OF SOLID FUEL

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности.
Типовая конструкция с концевой уплотнительной манжетой показана в книге Л.Н. Лаврова «Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе» (М.: «Машиностроение», 1993, стр. 108).
Недостатком конструкции является недостаточная эрозионная стойкость стыковочного узла. При увеличении времени работы двигателя или применение топлива с более высокими энергетическими показателями необходимо увеличивать толщину теплозащитного покрытия, что приведет к увеличению массы двигателя и уменьшения свободного объема камеры сгорания.
Также известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива (см. патент RU №2339829 С1, МПК F02K 9/34, опубл. 27.11.2008), содержащего камеру сгорания, сопловое дно с теплозащитным покрытием и заряд твердого топлива, частично забронированный по наружной поверхности. На сопловом дне, которого, в районе стыка с камерой сгорания, напротив небронированной части заряда установлен экран из теплозащитного материала, образующий застойную зону между камерой сгорания и сопловым дном, при этом экран выполнен в виде отдельной детали или за единое целое с сопловым дном.
Недостатком такой конструкции является большая трудоемкость при изготовлении и сборке ракетных двигателей твердого топлива.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя твердого топлива, за счет повышения эрозионной стойкости теплозащитного покрытия и уменьшение прогрева стенки в районе стыковочного узла камеры сгорания с задним днищем.
Указанная задача в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива, достигается тем, что обечайка камеры сгорания имеет скрепленную с ней манжету, причем в районе стыковочного узла заднего днища с обечайкой камеры сгорания теплозащитное покрытие заднего днища имеет выступающую часть, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты с образованием застойной зоны, и содержит со стороны твердого топлива дополнительно нанесенный слой углетрикотажного полотна.
Ракетный двигатель твердого топлива, представленный на фигуре, состоит из обечайки камеры сгорания 1, скрепленной с ней манжетой 2, заднего днища 3 с теплозащитным покрытием 4 и дополнительным слоем углетрикотажного полотна 5.
Теплозащитное покрытие 4 на заднем днище 3 в районе его стыковочного узла с обечайкой камеры сгорания 1 имеет выступающую часть 4, повторяющую внутреннюю поверхность манжеты 2. Таким образом, между обечайкой камеры сгорания 1 и задним днищем 3 в районе стыковочного узла, образуется застойная зона, уменьшающая прогрев стенки камеры сгорания и стыковочного узла.
Для повышения эрозионной стойкости материала теплозащитного покрытия дополнительно в поверхность теплозащитного покрытия 4 заднего днища 3 впрессовывается слой углетрикотажного полотна 5.
Принцип работы теплозащитного покрытия заключается в следующем:
При работе ракетного двигателя твердого топлива высокотемпературные двухфазные продукты сгорания (с конденсированной фазой) натекают на теплозащитное покрытие с высокой скоростью, что вызывает повышенный унос теплозащитного покрытия.
Применение теплозащитного покрытия ракетного двигателя твердого топлива позволяет получить двухслойное эрозионностойкое теплозащитное покрытие и придать рассматриваемому теплозащитному покрытию высокие теплозащитные свойства. Внешний слой (со стороны силового корпуса двигателя) выполнен из малотеплопроводящей резины, а внутренний слой (со стороны твердого топлива) выполнен из эрозионностойкого углетрикотажного полотна, впрессованного в резину.
Таким образом, двухслойное теплозащитное покрытие позволяет снизить унос теплозащитного покрытия ракетного двигателя твердого топлива и повысить эрозионную стойкость теплозащитного покрытия в зоне стыковочного узла камеры сгорания заднего днища с обечайкой.