Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя
START-UP SOLID-PROPELLANT ACCELERATOR OF CARRIER ROCKET

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно, к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя, направлено на совершенствование конструкции, повышение надежности работы и улучшение газодинамических параметров потока.
Известны боковые твердотопливные ускорители ракеты-носителя «Титан-III С», представляющие собой твердотопливные двигатели, состоящие из пяти секций зарядов с корпусами, выполненными из стали, секции заряда с корпусом и соплом, а также переднего днища («Ракеты-носители», В.А. Александров, В.В. Владимиров / Воениздат, 1981 г., стр. 27-31).
Известны также твердотопливные ускорители в составе ступени ракеты-носителя по патенту РФ №2386571, состоящие из секций скрепленных зарядов с корпусами, выполненными в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала, соединенных между собой с помощью газоводов. Недостатком известных конструкций является недостаточная надежность из-за особенностей газодинамических процессов в области сужения и расширения потока в районе газоходов.
Фактически в процессе выгорания заряда твердого топлива и уменьшения свода поверхности горения (увеличения проходного сечения каналов зарядов) струя продуктов сгорания предыдущего заряда сужается на входе в газоход и в дальнейшем расширяется при поступлении в камеру сгорания следующего заряда. При расширении струи увеличивается скорость течения газа. Сверхзвуковая (или дозвуковая скоростная струя) взаимодействует с поверхностью горения заряда, что приводит к вымыванию с поверхности частиц топлива, увеличению скорости горения и эрозионному горению и как следствие к непрогнозируемому изменению характеристик, возможному недопустимому увеличению давления, снижению времени работы, уменьшению надежности, ухудшению баллистических характеристик.
Целью предлагаемого изобретения является создание твердотопливного ускорителя ракеты-носителя с коконными секциями с улучшенной газодинамикой, что обеспечивает повышение надежности его работы и баллистической эффективности.
Указанная цель достигается предлагаемой конструкцией стартового твердотопливного ускорителя ракеты-носителя, состоящего из секций канальных зарядов с корпусами, выполненными в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала, соединенных между собой с помощью газоводов, и сопла, монтируемого к нижней секции.
Отличительной особенностью конструкции является то, что верхняя часть внутреннего канала каждого заряда, кроме дальнего от сопла, забронирована на длину, равную величине свода заряда;
на внутренней поверхности газовода закреплен козырек, выступающий на всю длину бронировки и скрепленный с ней, например, с помощью клеевого соединения, выполненный из жаростойкого материала.
Предлагаемое изобретение иллюстрируется графическими изображениями.
На фиг. 1 показан общий вид стартового твердотопливного ускорителя ракеты-носителя.
На фиг 2 показано соединение секций канальных зарядов с корпусами с помощью газоводов.
На фиг. 3 проиллюстрировано характерное течение потока.
Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя фиг. 1 состоит из секций канальных зарядов 1 с корпусами 2, выполненными в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала. К нижней секции заряда подстыковано поворотное сопло 3. Секции канальных зарядов соединены между собой с помощью газоводов 4 (фиг. 2).
Верхняя (по потоку) часть внутреннего канала каждого заряда кроме дальнего от сопла забронирована. Длина  бронировки 5 (фиг. 2) равна величине свода S заряда (фиг. 3). На внутренней поверхности газовода 4 закреплен козырек 6 (фиг. 2), выполненный из жаростойкого материала, который выступает на длину  бронировки 5, и скреплен с ней, например, с помощью клеевого соединения.
Работает стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя следующим образом. По стартовой команде происходит воспламенение твердого топлива. Горячие газы продуктов его сгорания поступают в камеру сгорания первого и последующих секций зарядов и сопло, создавая тягу.
В процессе выгорания твердого топлива увеличиваются диаметры каналов зарядов. Начинается горение топлива над бронировкой. Газы из этой области истекают в осевом направлении и препятствуют прямому натеканию струи из предыдущей секции через газоход на поверхность топлива (фиг. 3). Это не приводит к вымыванию топлива струей из газохода, не приводит к нерасчетному эрозионному горению, обеспечивает выполнение расчетных характеристик и параметров, повышает надежность работы стартового ускорителя и баллистическую эффективность.
Козырек, выполненный из жаростойкого материала, защищает бронировку от воздействия осевого потока продуктов сгорания из газохода, что не только предотвращает ее нагрев с внутренней стороны, но и обеспечивает ее целостность в месте контакта с топливом при выгорании топлива над ней.