Ракетный двигатель твердого топлива
ROCKET ENGINE OF SOLID FUEL

Заявленное техническое решение относится к ракетной технике, в частности, к ракетным двигателям твердого топлива, и может быть использовано в ракетах различного назначения.
Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, воспламенитель, сопловое днище с множеством сопел, расположенных по окружности, прочно скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива, заряд имеет канал, переходящий в щелевую часть с множеством щелевых прорезей, каждая из которых обращена к сопловому днищу и выполнена с расширяющимися к торцу заряда участком, при этом количество щелевых прорезей равняется количеству сопел, оси которых расположены в плоскостях симметрии щелевых прорезей, проходящих через ось ракетного двигателя (патент RU №2344309, опубликовано 20.01.2009 бюл. №2).
Известен также ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с передним дном и многосопловым блоком, воспламенитель и пороховой заряд в виде цилиндрического тела с центральным отверстием (патент RU №159486, опубликовано 10.02.2016 бюл. №4). Вкладной пороховой заряд установлен в корпусе с равномерным зазором между корпусом и пороховым зарядом и зафиксирован проставками из медленно горящих материалов.
Недостатком известных технических решений является низкая величина удельного импульса ракетного двигателя. Это связано с тем, что давление, которое создается в камере сгорания при горении твердого топлива, согласно физическим законам уменьшается в каждом сопле на величину, кратную количеству сопел в сопловом блоке. В результате в каждом сопле соответственно снижается скорость истечения продуктов сгорания твердого топлива и, как следствие, уменьшается удельный импульс (удельная тяга) ракетного двигателя.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является значительное увеличение удельного импульса ракетного двигателя без существенного усложнения его конструкции.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с передним Днищем, воспламенитель и твердотопливный заряд в виде цилиндрического тела с центральным каналом, размещенный в корпусе, в задней части которого установлен многосопловой блок, согласно изобретению, твердотопливный заряд снабжен периферийными сквозными каналами, торцы твердотопливного заряда бронированы диафрагмами из негорючего материала с низкой теплопроводностью, в диафрагмах выполнены сквозные отверстия, соосные с каналами твердотопливного заряда и соплами многосоплового блока, установленного без зазора по отношению к диафрагме в нижней части ракетного двигателя, переднее днище выполнено с углублением на внутренней поверхности, посредством которого сообщаются периферийные каналы твердотопливного заряда.
Изобретение поясняется чертежами.
На фиг. 1 изображен предлагаемый ракетный двигатель, общий вид, разрез. На фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б на фиг. 1.
Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1 цилиндрической формы. В передней части корпуса 1 установлено переднее днище 2, а в нижней части корпуса 1 закреплен сопловой блок 3 с соплами 4. Внутри корпуса 1 размещен твердотопливный заряд 5 цилиндрической формы с центральным каналом 6 и периферийными каналами 7. Центральный канал 6 выполнен в виде глухого осесимметричного отверстия, а периферийные каналы 7 выполнены в виде сквозных осесимметричных отверстий. Торцевые части твердотопливного заряда 5 бронированы передней 8 и задней 9 диафрагмами. В диафрагмах 8 и 9 выполнены сквозные отверстия, расположенные соосно с каналами 6 и 7 в твердотопливном заряде 5. Сопловой блок 3 установлен в корпусе 1 без зазора по отношению к диафрагме 9, а сопла 4 установлены соосно каналам 6 и 7. Диафрагмы 8 и 9 выполнены из негорючего материала с низкой теплопроводностью, например, из асбеста или аналогичного материала. В переднем днище 2 на внутренней поверхности выполнено углубление 10, например, в форме кольцевой проточки. Углубление 10 обеспечивает физическую связь (сообщение) между каналами 7 твердотопливного заряда 5 для выравнивания давления в каналах 7 при горении твердого топлива, что исключает возникновение опрокидывающего момента из-за разницы тяги в различных соплах многосоплового блока 3. Для зажигания ракетного двигателя в нем установлены воспламенители 11, которые включаются синхронно при пуске (запуске) ракеты.
Ракетный двигатель работает следующим образом.
После воспламенения топливного заряда 5 посредством синхронного срабатывания воспламенителей 11 газовые потоки продуктов сгорания твердого топлива из каналов 6 и 7 поступают в соответствующие им сопла 4 многосоплового блока 3. За счет углубления 9 в переднем днище обеспечивается выравнивание давления и, как следствие, выравниваются объемы и скорости истечения продуктов сгорания через периферийные сопла 4 многосоплового блока 3. Бронировка твердотопливного заряда 5 диафрагмами 8 и 9 обеспечивает отсутствие перемешивания потоков продуктов горения между соседними каналами 7 и соплами 4. Таким образом, исключается уменьшение давления в соплах 4.
Таким образом, по сути, каждый отдельный канал 7 твердотопливного заряда 5 совместно с отдельным соосным с ним соплом 4 представляет собой самостоятельный ракетный двигатель, а совокупность всех каналов 7 и сопел 4, синхронно работающих, представляют собой единый двигатель в одном корпусе 1 с единым твердотопливным зарядом 5.
Это позволяет многократно увеличить удельный импульс (удельную тягу) без существенного усложнения конструкции ракетного двигателя, что, как следствие, позволяет повысить тактико-технические характеристики ракет, использующих предложенный ракетный двигатель.