РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях управляемых и неуправляемых ракет.
Известен ракетный двигатель твердого топлива [патент RU №2015391, опубликован 30.06.94, Бюл. №12], принятый авторами за аналог и содержащий камеру сгорания с передним и задним днищами, сопловой блок, частично бронированный заряд твердого топлива и опорно-герметизирующий узел в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, ориентированных в сторону переднего днища, расположенный между конической бронированной задней частью заряда, его бронированным торцом и задним днищем двигателя.
Применение заряда с бронированным по наружной поверхности коническим опорным участком со стороны соплового блока в сочетании с пилообразным опорно-герметизирующим узлом позволяет организовать в зазоре между зарядом и стенкой камеры сгорания так называемую «застойную зону», в которой отсутствует течение продуктов сгорания топлива заряда. В результате снижения интенсивности теплообмена в «застойной зоне» становится возможным уменьшение толщины элементов конструкции двигателя, его массы и повышение надежности работы двигателя.
Применение двигателя данной конструкции наиболее целесообразно в ракетах и реактивных снарядах, не испытывающих при старте больших осевых перегрузок, имеющих низкую частоту вращения по крену, и не эффективно в ракетах и снарядах, запускаемых из артиллерийских орудий с помощью метательного заряда с включением двигателя после выхода из ствола, на траектории.
х
В процессе выстрела снаряда из ствола орудия под действием значительных осевых перегрузок (n≥500) в конической опорной части заряда могут возникнуть пластические деформации, приводящие к расслоению топлива и бронепокрытия, либо уровень напряжений в заряде может превысить предел прочности топлива, что приведет к растрескиванию заряда и разрушению двигателя при его включении.
Под действием перегрузок заряд может сдеформировать опорно-герметизирующий узел настолько, что тот не примет после прекращения действия перегрузки первоначальной формы и перестанет обеспечивать герметичность застойной зоны, что приведет к прогару и разрушению двигателя.
Кроме того, при раскрутке снаряда с двигателем данной конструкции в стволе за счет различия инерционно-массовых характеристик снаряда и твердотопливного заряда двигателя, прижатого перегрузкой к пилообразному опорно-герметизирующему узлу, возможно «скручивание» профиля опорно-герметизирующего узла и его разрыв, что также приведет к нарушению герметичности застойной зоны и прогару камеры сгорания двигателя и его разрушению.
Также известен ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда [патент RU №2079689, опубликован 20.05.1997 г.], принятый авторами за прототип, содержащий корпус с теплозащитным покрытием, днища, сопла в пирамидальных выступах, частично бронированный заряд твердого топлива с обниженным цилиндрическим участком и уплотнительное кольцо между зарядом и корпусом.
В отличие от аналога в конструкции прототипа герметизирующий узел выполнен в виде уплотнительного кольца между корпусом и зарядом и перенесен из зоны контакта опорной поверхности заряда с корпусом в центральную часть корпуса, что исключает возможность нарушения герметичности застойной зоны. Однако также как и у аналога, конструкция герметизирующего узла прототипа не исключает возможности вращения заряда относительно корпуса двигателя при раскрутке снаряда в стволе, что также может привести к нарушению герметичности застойной зоны и прогару двигателя и его разрушению. Кроме того, как следует из графических материалов патента на прототип, заряд твердого топлива имеет бронированную опорную поверхность, в результате чего в процессе горения его поверхность увеличивается к концу работы двигателя. Это ведет к росту давления и требует дополнительного увеличения толщин всех элементов конструкции, так как к концу работы двигателя прочностные характеристики конструкционных материалов снижаются вследствие нагрева. В результате растет пассивная масса конструкции, что в большинстве случаев недопустимо. Так как опорный торец заряда защищен бронировкой, то под действием осевых перегрузок в процессе выстрела снаряда из ствола орудия может произойти ее разрушение, что приведет к нерасчетному увеличению давления в двигателе.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя твердого топлива, испытывающего до момента включения значительные осевые перегрузки и угловые ускорения.
Поставленная задача решается ракетным двигателем твердого топлива, содержащим корпус с теплозащитным покрытием, днища, сопла в пирамидальных выступах, частично бронированный заряд твердого топлива с обниженным цилиндрическим участком и уплотнительное кольцо между зарядом и корпусом, в котором новым является то, что заряд выполнен с небронированными плоскими торцами, на наружной поверхности обниженного цилиндрического участка заряда со стороны переднего днища напротив пирамидальных выступов эквидистантно одной из их граней сформированы не защищенные бронепокрытием наклонные площадки, при этом пирамидальные выступы закреплены на кольцевом утолщении, выполненном над обниженной цилиндрической частью заряда на внутренней поверхности корпуса, уплотнительное кольцо установлено между корпусом и зарядом с радиальными зазорами, а теплозащитное покрытие нанесено на внутреннюю поверхность корпуса между кольцевым утолщением корпуса и задним днищем, при этом в нем перед уплотнительным кольцом выполнено диаметральное уширение.
Длина диаметрального уширения, выполненного перед уплотнительным кольцом, обеспечивается из условия:
,
где L - длина диаметрального уширения;
D - внутренний диаметр камеры сгорания по уширению;
d - наружный диаметр заряда.
Плоский задний торец заряда обеспечивает максимальную опорную поверхность и минимальные напряжения в заряде, что исключает возможность его разрушения от воздействия осевой перегрузки в процессе выстрела из орудийного ствола. Отсутствие бронепокрытия на заднем торце исключает возможность его разрушения, а в сочетании с небронированным передним торцем и не защищенным бронепокрытием наклонными площадками обеспечивает постоянство давления в камере сгорания в процессе работы двигателя.
Не защищенные бронепокрытием наклонные площадки со стороны переднего торца заряда, выполненные напротив пирамидальных выступов эквидистантно одной из их граней, исключают возможность вращения заряда относительно корпуса двигателя и исключают тем самым возможность разрыва опорно-герметизирующего узла при закрутке снаряда в стволе орудия.
Переднее расположение соплового блока обеспечивает перепад давления по длине камеры сгорания, направленный в противоположную сторону с инерционными силами от осевой перегрузки, действующей на заряд в процессе работы двигателя.
Благодаря осевому перепаду давления, направленному к переднему торцу заряда, и разнице диаметров передней обниженной части заряда и опорной задней части заряда, заряд всегда в процессе работы двигателя прижимает своим коническим переходным участком уплотнительное кольцо опорно-герметизирующего узла к торцевой поверхности кольцевого утолщения корпуса, что исключает возможность разгерметизации застойной зоны между зарядом и корпусом.
Радиальные зазоры между цилиндрическими участками заряда и образующими цилиндрического и трапециевидного участков уплотнительного кольца при заполнении их продуктами сгорания заряда обеспечивают дополнительное поджатие уплотнительного кольца к корпусу и повышают надежность работы двигателя.
Диаметральное уширение, выполненное в теплозащитном покрытии перед уплотнительным кольцом опорно-герметизирующего узла, обеспечивает в процессе заполнения застойной зоны расширение продуктов сгорания заряда и их торможение перед уплотнительным кольцом, что уменьшает его нагрев и исключает потерю прочности в процессе работы двигателя.
Кольцевое утолщение на внутренней поверхности камеры сгорания в передней ее части позволяет закрепить в корпусе пирамидальные выступы с соплами и обеспечить работоспособность двигателя без нанесения теплозащитного покрытия, т.к. тепло аккумулируется в утолщенной стенке и снимается с ее наружной стороны набегающим воздушным потоком в процессе полета. Отсутствие теплозащитного покрытия перед входом в сопловой блок позволяет уменьшить дымообразование двигателя, что наиболее важно для управляемых снарядов.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическими материалами, где на фиг.1-3 представлена конструктивная схема ракетного двигателя твердого топлива и элементов его конструкции.
Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1 с соплами 3 и днищами 4 и 5, частично бронированный заряд твердого топлива 6 и уплотнительное кольцо 12 между зарядом и корпусом. Заряд 6 выполнен в виде забронированной по наружной поверхности цилиндрической шашки с небронированными плоскими торцами. Со стороны переднего торца на шашке выполнено диаметральное обнижение 7. Цилиндрические участки сопряжены между собой посредством конического перехода 9. На наружной поверхности обниженного цилиндрического участка 7 заряда 6 сформированы не защищенные бронепокрытием 8 наклонные площадки 10. Над обниженной цилиндрической частью заряда 7 на внутренней поверхности корпуса 1 выполнено кольцевое утолщение 11, на котором напротив наклонных площадок 10 заряда 6 закреплены пирамидальные выступы 2 с выполненными в них соплами 3. Одна из боковых граней выступов 2 и плоскости наклонных площадок 10 заряда выполнены эквидистантными друг другу. Заряд помещен в корпус 1 с образованием между его наружной поверхностью и внутренней поверхностью корпуса кольцевого зазора 15, в котором между торцевой поверхностью кольцевого утолщения 11 корпуса 1 и коническим переходом 9 между цилиндрическими участками заряда различного диаметра с радиальными зазорами 13, 14 установлено уплотнительное кольцо 12. На внутренней поверхности корпуса 1 между кольцевым утолщением корпуса 11 и задним днищем 5 нанесено теплозащитное покрытие 16, в котором перед уплотнительным кольцом 12 выполнено диаметральное уширение 17.
Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. В процессе выстрела из артиллерийского орудия под действием осевой перегрузки заряд прижимается плоским открытым торцом к плоскому заднему днищу, а конический переходный участок между цилиндрическими участками заряда отходит от уплотнительного кольца. В результате уплотнительное кольцо не испытывает практически никаких нагрузок, а сжимающие напряжения в опорной поверхности заряда минимальны, так как опора осуществляется по максимальной площади. Наклонные плоские площадки контактируют с одной из боковых граней пирамидальных сопловых выступов и предотвращают тем самым вращение заряда относительно корпуса и разрушение уплотнительного кольца.
При включении двигателя и его последующей работе заряд прижимается перепадом давления к уплотнительному кольцу, обеспечивая отсутствие течения продуктов сгорания топлива в кольцевом зазоре между корпусом и зарядом. Продукты сгорания заряда затекают в диаметральное уширение теплозащитного покрытия расширяются в нем и теряют скорость, в результате чего уменьшается тепловое воздействие на уплотнительное кольцо и повышается надежность работы застойной зоны.
Реализация предлагаемого изобретения позволит повысить надежность работы ракетного двигателя твердого топлива, испытывающего до момента включения значительные осевые перегрузки и угловые ускорения.