Ракетный двигатель на твердом топливе
SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе.
Известен принятый за прототип твердотопливный ракетный двигатель по патенту РФ №2458244 (опубл. 10.08.2012 г.), содержащий корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд, снабженный компенсатором поверхности горения в виде кольцевой щели, размещенной у переднего днища, сопло.
Наличие в известном техническом решении центрального осесимметричного сквозного горящего канала, соединяющего переднюю и заднюю части двигателя, определяет полный эффективный свод заряда как полуразность наружного диаметра корпуса и диаметра канала, что в сочетании с баллистическими характеристиками топлива (скоростью его горения) и определяет полное время работы двигателя.
Следовательно, при разработке двигателей, имеющих относительно небольшие габариты (соотношение длины к диаметру более 1, но меньше 2) с таким типом заряда для достижения требуемых значительных временах работы есть два пути: увеличение эффективного свода заряда или уменьшение скорости горения топлива.
Возможность увеличения эффективного свода в известной конструкции связана напрямую с увеличением диаметра корпуса, что недопустимо по причине ограничения габаритных параметров ракеты в целом.
Уменьшение скорости горения топлива ниже минимально возможного предела скорости горения какого-либо конкретного состава высокоэнергетического топлива, из разработанных и применяемых в отрасли, потребует доработки (корректировки) этого состава путем изменения набора компонентов и/или их количественного содержания, что приведет к изменению энергетических и эксплуатационных характеристик топлива и повлияет на рабочие характеристики двигателя.
Таким образом, напрямую использовать в известной конструкции двигателя разработанные и применяемые в отрасли составы высокоэнергетического топлива с обеспечиваемыми ими характеристиками не представляется возможным.
Задачей заявляемого изобретения является разработка конструкции ракетного двигателя на твердом топливе со средним относительным удлинением, позволяющей увеличить эффективный свод в 1,5-2 раза за счет создания условий для исключения воспламенения части поверхности канала заряда в течение всего времени работы двигателя при одновременном сохранении габаритных размеров двигателя и достижении возможности использования существующих в отрасли высокоэнергетических топлив без изменения количественного и качественного состава, повышая тем самым эффективность их использования.
Поставленная задача решается предлагаемым ракетным двигателем на твердом топливе, содержащим корпус с днищами, скрепленный с корпусом канальный заряд, снабженный компенсатором поверхности горения в виде кольцевой щели, размещенной у переднего днища, сопло. Особенность заключается в том, что канал заряда выполнен глухим, кольцевая щель выполнена наклонной, заряд оснащен вторым компенсатором поверхности горения, образованным частью канала заряда над соплом и частично горящим торцом заряда со стороны заднего днища, поверхность канала между компенсаторами поверхности горения скреплена с бронирующим чехлом, при этом чехол соединен с внутренней поверхностью корпуса при помощи гибких строп, расположенных равномерно по окружности в плоскости, равноудаленной от концов бронированного участка канала, а каждая стропа размещена в защитной оболочке.
В частности, бронирующий чехол выполнен многослойным и содержит защитно-крепящий слой, контактирующий с поверхностью канала заряда, теплозащитное покрытие со стороны внутреннего пространства канала, и размещенную между ними силовую оболочку.
Проведенный анализ уровня техники показывает, что заявляемый ракетный двигатель на твердом топливе отличается от прототипа иным выполнением канала заряда - глухой (в прототипе - сквозной канал); наличием бронированной части канала, которая не горит в течение всего времени работы двигателя; наличием второго компенсатора поверхности горения; наличием гибких строп, размещенных в защитной оболочке каждая и соединяющих бронирующий чехол с внутренней поверхностью корпуса двигателя; иной конфигурацией поверхности кольцевой щели - прямолинейная (в прототипе - комбинированная, часть поверхности выполнена криволинейной).
Поскольку канал скрепленного с корпусом заряда наиболее подвержен деформации при воздействии внутреннего давления, выполнение конструкции чехла многослойной снижает его деформацию при соотношении длины двигателя к диаметру, близком 2.
Радиальные стропы позволяют к моменту окончания работы двигателя (когда соединяются фронты горения со стороны переднего и заднего днищ) удерживать бронирующий чехол в положении, близком к исходному, и предотвращать его самопроизвольное перемещение к соплу.
Защитная оболочка, которой оснащена каждая стропа, вначале, при размещении внутри заряда, обеспечивает надежное скрепление строп с материалом заряда, а после выгорания заряда выполняет функцию теплозащитного покрытия строп на участке спада до полного окончания работы двигателя.
В уровне техники отсутствует ракетный двигатель на твердом топливе, в котором бы имело место предложенное сочетание существенных признаков, но именно такое сочетание обусловило решение поставленной задачи.
Конструкция предлагаемого ракетного двигателя на твердом топливе иллюстрируется графическими изображениями:
Фиг. 1 - продольный разрез ракетного двигателя;
Фиг. 2 - вид А-А на фиг. 1.
Двигатель содержит корпус 1 с днищами 2 и 3, заряд 4 с центральным глухим каналом 5 и компенсаторами поверхности горения, один из которых выполнен в виде кольцевой щели 6, размещенной у переднего днища 2, а второй образован частью канала 5 заряда 4 над соплом 7 и частично горящим торцом 8 заряда 4 со стороны заднего днища 3. Поверхность 9 канала 5 между компенсаторами поверхности горения оснащена бронирующим чехлом 10 (например, из ткани с нанесенным на нее клеем 88-НП по ТУ 38 105540-85), который в частных случаях может быть выполнен многослойным. Для многослойного чехла в качестве защитно-крепящего слоя используют, например, смесь резиновую 51-1615 (ТУ 2512-013-05766882-97), в качестве теплозащитного покрытия, например смесь резиновую ИРП-1310-1С (ТУ 2512-013-05766882-97), а в качестве силовой оболочки, например, органопластик на основе ткани комбинированной стеклотехнической (ТУ 5952-195-057786904-208). Чехол 10 соединен с внутренней поверхностью корпуса 1 при помощи гибких строп 11 (например, из фторопласта повышенной жесткости), каждая из которых размещена в защитной оболочке 12, например, из пленки Ф-4-ПН ВН (ТУ 6-05-986-79).
Заявляемая конструкция работает следующим образом.
После срабатывания воспламенителя (не показан) воспламеняются оба компенсатора поверхности горения. Горение происходит параллельными слоями и фронты горения со стороны переднего 2 и заднего 3 днищ перемещаются друг к другу. Бронирующий чехол 10 обеспечивает отсутствие воспламенения части поверхности канала 5 в течение всего времени работы двигателя. При соединении фронтов канал 5 заряда 4, равно, как и сам заряд 4 фактически исчезают, а стропы 11 удерживают чехол 10 от самопроизвольного перемещения в корпусе 1 двигателя.
Предлагаемое техническое решение практически реализуемо. Создание таких конструкций актуально и перспективно, так как позволит использовать энергетический потенциал существующих и применяемых в отрасли составов твердого ракетного топлива, повышая эффективность ракетных комплексов.