Ракетный двигатель твердого топлива
Владельцы патента RU 2728311:
Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт экспериментальной физики" (ФГУП "РФЯЦ-ВНИИЭФ") (RU)
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") (RU)
Ракетный двигатель твердого топлива с зарядом торцевого горения большой длины и малого диаметра, формуемым непосредственно в корпус двигателя, содержит корпус, заряд и сопловой блок. Корпус состоит из композиционной силовой оболочки, внутреннего теплозащитного покрытия, передней манжеты и бронечехла. Благодаря тому, что бронечехол соединен с корпусом только в голове изделия, а на остальной своей длине раскреплен (отделен) от корпуса, заряд имеет возможность изменять свою длину и диаметр при изменении температуры окружающей среды - без возникновения напряжений в твердом топливе. На внутренней поверхности теплозащитного покрытия корпуса, в зоне раскрепления бронечехла, выполнены продольные канавки для прохода продуктов сгорания. 2 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом торцевого горения большой длины и малого диаметра, формуемым непосредственно в корпус двигателя.
В обеспечении работоспособности ракетного двигателя твердого топлива с бесканальным зарядом торцевого горения большую роль играет раскрепление заряда от корпуса. Так как коэффициент линейного расширения твердого топлива в несколько раз больше коэффициента линейного расширения материала силовой оболочки корпуса, то такое раскрепление позволяет уменьшить напряжения в твердом топливе за счет того, что заряд может свободно изменять свои размеры при изменении температуры окружающей среды.
Известны ракетные двигатели твердого топлива торцевого горения (см. патент RU №2290524 С1, МПК F02K 9/34, опубл. 27.12.2006 г.; патент RU №2267024 С1, МПК F02K 9/95, опубл. 27.12.2005 г.; патент RU №2339829 С1, МПК F02K 9/34. опубл. 27.11.2008 г.), имеющие вкладной заряд твердого топлива, приклеенный к корпусу в головной части изделия. Такие заряды обычно изготавливаются отдельно от корпуса двигателя.
К недостаткам стоит отнести низкий коэффициент заполнения.
В качестве прототипа выбран ракетный двигатель твердого топлива с бесканальным зарядом торцевого горения, формуемым непосредственно в корпус двигателя. Схема корпуса прототипа представлена в статье А.С. Чмуленко, В.Г. Королев, В.Н. Льняной, Ю.А. Лях «К вопросу об особенностях выбора материалов и технологической схемы нанесения теплозащитных покрытий на внутреннюю поверхность корпусов специальных малогабаритных РДТТ». Журнал «Авиационно-космическая техника и технология», №10 (67), 2009 г. Отличительной особенностью прототипа является применение оригинальных манжет по длине заряда для компенсации напряжений в топливе.
Недостатками прототипа являются:
- частичное раскрепление заряда от корпуса: не сплошное по всей окружности, а тремя секторами, что не позволяет максимально снизить напряжения в заряде;
- в связи с частичным раскреплением возникает необходимость применения высокоэластичных резин в теплозащитном покрытии, и предъявляются повышенные требования к механическим свойствам твердого топлива.
В патентуемом ракетном двигателе твердого топлива недостатки прототипа устранены применением раскрепления бронечехла по всей окружности и по всей длине. Однако опытная отработка двигателя показала, что раскрепление является достаточным только на этапе хранения двигателя. А при запуске и горении заряда большой длины и малого диаметра, кроме этого, должна сохраняться гарантированная минимальная застойная зона, которая не обеспечивается при простом раскреплении. Конструктивно такая застойная зона была образована продольными канавками на внутренней поверхности теплозащитного покрытия корпуса, напротив бронечехла, соединенная с предсопловым объемом двигателя.
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности ракетного двигателя твердого топлива, путем обеспечения гарантированной минимальной застойной зоны между зарядом торцевого горения большой длины и малого диаметра, формуемым непосредственно в корпус двигателя, и корпусом двигателя во время запуска и при горении заряда.
Указанная задача в конструкции ракетного двигателя твердого топлива с зарядом торцевого горения, формуемым непосредственно в корпус двигателя, достигается тем, что на внутренней поверхности теплозащитного покрытия корпуса выполнены продольные канавки.
Патентуемое изобретение поясняется фиг. 1 и 2, на которых представлена конструкция двигателя. Ракетный двигатель твердого топлива содержит заряд 1 большой длины и малого диаметра и корпус, состоящий из композиционной силовой оболочки 2, внутреннего теплозащитного покрытия 3, передней манжеты 4 и бронечехла 5. На внутренней поверхности теплозащитного покрытия корпуса напротив бронечехла выполнены продольные канавки 6, образующие гарантированную минимальную застойную зону. Дополнительная застойная зона образуется при понижении температуры окружающей среды и заряда.
Ракетный двигатель твердого топлива работает следующим образом. При горении заряда 1, благодаря изобретению, обеспечивается свободное поступление продуктов сгорания из предсоплового объема на всю глубину застойной зоны между зарядом 1 и корпусом 2.
Технический эффект в части заявленного изобретения позволяет обеспечить гарантированную минимальную застойную зону между зарядом и корпусом двигателя, необходимую во время запуска и при горении заряда, и повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива данного типа.
Ракетный двигатель твердого топлива с зарядом торцевого горения, формуемым непосредственно в корпус двигателя, отличающийся тем, что на внутренней поверхности теплозащитного покрытия корпуса напротив бронечехла выполнены продольные канавки.
