ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА
CHARGE OF SOLID ROCKET PROPELLANT

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива с зарядами торцевого горения, формуемыми непосредственно в корпус двигателя.
Известны конструкции аналогов РДТТ с вкладными зарядами твердого ракетного топлива торцевого горения, близкие к предлагаемой, представленные в патентах RU 2164616 C1, RU 2383764 С1 и RU 2282741 С1. Конструкция заряда, представленная в патенте RU 2282741 C1, МПК F02K 9/10, заявленная 11.01.2005, опубликованная 27.08.2006, принята авторами за прототип.
Недостатки конструкции прототипа являются:
1) отсутствие возможности реализации цельного вкладного заряда в ракетных двигателях большой длины и малого диаметра;
2) недополучение энергетических характеристик ракетного двигателя, т.е. полного импульса тяги, за счет низкого коэффициента заполнения камеры ракетного двигателя топливом в конструкциях с большой длиной и малым диаметром;
3) сложность формирования застойной зоны при большой длине изделия.
Технической задачей предлагаемого изобретения является создание конструкции заряда твердого ракетного топлива торцевого горения для ракетных двигателей большой длины и малого диаметра, которая позволит увеличить степень заполнения камеры ракетного двигателя топливом, обеспечить технологичность изготовления, получить необходимые энергетические характеристики ракетного двигателя, сформировать застойную зону, обеспечивающую проход газов при работе двигателя.
Технический результат достигается за счет того, что заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде моноблока, скрепленного с передним днищем и передней частью корпуса на длине 0,03L, при этом диаметр заряда, начиная с длины 0,6L от переднего торца, ступенчато уменьшается на 0,2D, a соотношение L/D=13,8, где L - длина заряда, D - диаметр заряда. В зоне скрепления заряда с корпусом и передним днищем выполнена эластичная вставка. Заряд формуется непосредственно в бронечехол, который располагается в корпусе двигателя.
Патентуемое изобретение поясняется Фиг.1, на которой представлена конструкция заряда:
1 - эластичная вставка;
2 - топливный моноблок;
3 - бронечехол;
4 - теплозащитное покрытие;
5 - корпус ракетного двигателя;
6 - вход в застойную зону;
L - длина заряда;
D - диаметр заряда.
Сущность изобретения заключается в том, что
1) заряд выполнен в виде моноблока (2) с соотношением L/D=13,8, формуемого непосредственно в бронечехол (3), располагаемый в корпусе двигателя (5), без конструктивного зазора для застойной зоны (6), что обеспечивает простоту и технологичность изготовления заряда, позволяет максимизировать степень заполнения камеры двигателя топливом,
2) заряд прочно скреплен с передним днищем и передней частью стеклопластикового корпуса (4) на длине 0,03L, что позволяет удерживать заряд внутри корпуса ракетного двигателя, не прибегая к дополнительным элементам крепления,
3) для снижения контактных напряжений в зоне скрепления заряда с корпусом и передним днищем выполнена эластичная вставка (1),
4) на длине 0,97 заряд располагается в бронечехле (3), раскрепленном с корпусом, что дает возможность формировать застойную зону практически на всей длине изделия и тем самым обеспечить его работоспособность,
5) застойная зона между бронечехлом заряда и теплозащитным покрытием корпуса образуется за счет изменения размеров заряда при охлаждении от равновесной температуры до температуры эксплуатации, а также за счет деформации корпуса при выходе двигателя на режим и ступенчатого уменьшения диаметра заряда, начиная с 0,6L от переднего торца, на 0,2D.
Положительный эффект изобретения - повышение эффективности заряда твердого ракетного топлива, которая достигается за счет максимизации заполнения камеры двигателя топливом, что позволяет обеспечить высокие энергетические характеристики ракетных двигателей.
Патентуемая конструкция проверена огневыми стендовыми испытаниями в ОАО «НИИПМ».