РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЁРДОГО ТОПЛИВА
SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, разгоняемым РДТТ (капсулой с приборами, или снарядом, или РДТТ последующей ступени, субракетой), причем длина полезного груза сопоставима с длиной корпуса РДТТ.
Известно, что с целью сокращения габаритов РДТТ и летательного аппарата в целом крышки корпусов РДТТ выполняют вогнутыми во внутреннюю полость корпуса РДТТ. Вогнутую полость передней крышки используют для размещения элементов летательного аппарата. В патенте RU 2222771 в полости передней крышки, выполненной в виде стакана, частично (по длине) размещен полезный груз, разгоняемый РДТТ. «Кормовая часть 3» полезного груза имеет форму цилиндра с диаметром, меньшим внутреннего диаметра стакана. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз. Недостаток рассматриваемого устройства сводится к тому, что полезный груз размещен по длине в полости стакана не полностью, а лишь своей «кормовой частью 3». При этом сокращение длиннового габарита летательного аппарата реализуется не в полной мере.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива [патент US 6647889], содержащий корпус, заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления. На открытом торце стакана установлен упорный буртик. Полезный груз размещен в полости стакана полностью, что обеспечивает максимальное сокращение габаритов летательного аппарата. Недостаток - повышенная масса стакана, цилиндрическая обечайка которого должна работать на устойчивость при действий на нее наружного (относительно стакана) внутрикамерного давления, возникающего в корпусе при работе РДТТ. Прочность цилиндрической обечайки (стакана) обеспечивается минимальной толщиной стенок (соответствующей минимальной массе стакана) при действии на обечайку внутреннего давления. Если такое же давление на обечайку действует не изнутри, а снаружи, потребная для обеспечения прочности (устойчивости) толщина стенок стакана и его масса должна быть в разы большей.
Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение массы ракетного двигателя твердого топлива при минимизации в исходном состоянии габаритов летательного аппарата с указанным РДТТ.
Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, заряд, сопло, переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, а на поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, причем между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, при этом на открытом торце стакана установлен упорный буртик, аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитан корпус.
Технический результат достигается за счет обеспечения возможности снижения толщины стакана при исключении наружного перепада давления. При работе РДТТ давление в полости его корпуса воздействует на наружную поверхность стакана. Для того чтобы не увеличивать массу стакана (за счет увеличения толщины его цилиндрической обечайки, работающей на устойчивость), в предложенном устройстве внутренняя полость стакана наддувается давлением, превышающим давление во внутренней полости корпуса РДТТ. Таким образом, реализуется разгрузка стакана, обеспечивающая минимизацию толщины его стенок и, соответственно, массы. Между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, обеспечивающий как выдвижение агрегата из корпуса РДТТ при полете, так и разгрузку стакана.
Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.
Изобретение поясняется следующим графическим материалом:
на фиг. 1 показан продольный разрез РДТТ в исходном состоянии;
на фиг. 2 показан продольный разрез РДТТ в летной (рабочей) конфигурации с выдвинутым полезным грузом.
Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, во внутренней полости 2 которого размещен заряд 3, сопло 4 и переднюю крышку 5. Передняя крышка 5 выполнена в виде стакана 6, размещенного внутри канала заряда 3. Стакан 6 содержит цилиндрическую обечайку 7, дно 8 и открытый торец 9. В стакане 6 установлен с возможностью продольного перемещения поршень 10, контактирующий с внутренней цилиндрической поверхностью 11 стакана 6. На поршне 10 выполнены узлы 12 фиксации полезного груза 13. Между поршнем 10 и дном 8 стакана 6 установлен аккумулятор 14 давления. Аккумулятор 14 давления рассчитан на создание давления в стакане 6, превышающего давление, на которое рассчитан корпус 1. На открытом торце 9 стакана 6 установлен упорный буртик 15.
Устройство работает следующим образом. Перед запуском РДТТ подается команда на срабатывание аккумулятора 14 давления. Под действием аккумулятора 14 давления внутри стакана 6 давление возрастает, воздействуя на поршень 10. Поршень 10 вместе с полезным грузом 13 перемещается до упора в упорный буртик 15. Таким образом, летательный аппарат переводится из исходного состояния в летную конфигурацию. Дальнейшая работа аккумулятора 14 давления обеспечивает внутри стакана 6 наддув давлением, превышающим давление во внутренней полости 2 корпуса 1 при работе РДТТ. Далее подается команда на запуск РДТТ. Во внутренней полости 2 корпуса 1 повышается давление за счет горения заряда 3. РДТТ начинает работу, разгоняя полезный груз 13. Аккумулятора 14 давления обеспечивает прочностную разгрузку стакана 6.
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран ракетный двигатель твердого топлива [патент US 6647889], заключается в уменьшении массы ракетного двигателя твердого топлива при минимизации в исходном состоянии габаритов летательного аппарата с указанным РДТТ.