РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).
На практике широкое распространение получили РДТТ с вкладными зарядами всестороннего горения. В силу таких своих достоинств, как простота конструкции, технологичность в изготовлении, высокая тяговооруженность и др., они незаменимы в таких системах крупносерийного производства, как НАР (неуправляемые авиационные ракеты), РСЗО (реактивные системы залпового огня), стартовые ступени ЗУР (зенитные управляемые ракеты) и др.
Однако существенные затруднения при обеспечении работоспособности таких двигателей вызывает необходимость нейтрализации мощного теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя. Это воздействие приводит к интенсивному конвективному теплообмену высокотемпературных продуктов сгорания ракетного топлива с корпусом двигателя. По опубликованным в технической литературе данным (Шапиро Я.М. и др. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. М., 1966 г., стр.185) доля конвективного теплообмена в таких двигателях составляет до 80% и более. Тепловой прогрев камеры сгорания ракетного двигателя приводит к резкому снижению несущей способности корпуса ракетного двигателя.
Известна конструкция РДТТ по патенту RU 2211356, приоритет от 15.01.2002 г. (заявка RU 2002 101640 от 15.01.2002 г.), содержащая корпус с передним и задним днищами и размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности. Конструкция содержит стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, при этом дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем ракетного двигателя, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Указанная конструкция РДТТ принята авторами за прототип. Недостатком прототипа является выполнение стакана из несгораемого материала - металла, что увеличивает пассивный вес ракеты и снижает весовое совершенство ракетного двигателя.
Технической задачей патентуемого изобретения является повышение эффективности и надежности работы ракетного двигателя с вкладным зарядом всестороннего горения.
Указанная задача решается как путем уменьшения теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя, так и повышением суммарного импульса тяги ракетного двигателя в принятых габаритах.
Технический результат изобретения заключается в создании ракетного двигателя, содержащего корпус с сопловым блоком (соплоблоком), передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд твердого ракетного топлива, горящий по наружной поверхности, и воспламенитель у переднего днища, а также стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, причем полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. При этом дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя и снабжено отверстиями для прохода газов из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу, а стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиэфируретанметакрилатного связующего (ПЭМА), наполненного нитроцеллюлозой (НЦ) в соотношении НЦ/ПЭМА - (4/1)…(5/1).
Сущность изобретения заключается в выполнении стакана из сгораемого материала, содержащего ПЭМА и наполненного НЦ в указанных соотношениях, при этом уменьшение заявляемого соотношения менее чем 4/1 существенно снижает энергетические и баллистические характеристики сгораемого материала стакана, а увеличение указанного соотношения более чем 5/1 ухудшает технологические характеристики при термоформовании стакана.
В целом конструкция патентуемого ракетного двигателя позволяет обеспечить как достоинства прототипа (тепловая разгрузка корпуса), так и дополнительно повысить весовое совершенство ракетного двигателя - (уменьшение пассивной массы). За счет повышения суммарного импульса тяги ракетного двигателя при сгорании стакана повышается дальность стрельбы ракеты.
Патентуемое изобретение поясняется графическими материалами.
Фиг.1 - патентуемая конструкция двигателя:
1 - корпус;
2 - заряд;
3 - стакан из сгораемого материала;
4 - отверстия;
5 - пиропатрон;
6 - переднее днище;
7 - воспламенитель;
8 - герметизирующая прокладка;
9 - заднее днище - соплоблок.
Ракетный двигатель работает следующим образом: при подаче импульса на пиропатрон (5) последний срабатывает. Продуктами сгорания пиропатрона поджигается навеска воспламенителя (7), продукты сгорания которой воспламеняют поверхность заряда (2). Образующиеся при сгорании заряда газы движутся вдоль канала заряда и в зазоре «стакан - заряд», истекая через отверстия (4) в стакане в соплоблок (9), обеспечивая тягу ракетного двигателя. Часть газов заполняет застойную зону между стаканом (3) и корпусом (1) двигателя. При этом, так как стакан (3) выполнен из сгораемого материала на основе НЦ и ПЭМА, происходит его закономерное выгорание до окончания времени горения заряда с обеспечением дополнительного импульса тяги РДТТ, а при полете ракеты реализуется уменьшение по сравнению с прототипом пассивной массы ракетного двигателя, что обеспечивает повышенную дальность стрельбы ракеты с патентуемой конструкцией РДТТ.