ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом, средство, компенсирующее увеличение поверхности горения заряда, сопло, отличающийся тем, что заряд выполнен канально-цилиндрическим, средство, компенсирующее увеличение поверхности горения, выполнено в виде внутреннего покрытия сопла из высокопрочного медленно горящего твердого топлива со скоростью горения и толщиной, обеспечивающими при горении увеличение площади критического сечения сопла пропорционально увеличению поверхности горения заряда.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что утопленная часть сопла, критическое сечение и раструб сопла имеют покрытия с различными скоростями горения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ).

Из уровня техники известен РДТТ по патенту №2245450 (дата публикации 2005.01.27., бюл. №3), принятый за прототип, содержащий канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом, средство, компенсирующее увеличение поверхности горения заряда, сопло.

Использование сложной внутренней конфигурации канала заряда, оснащенного щелевыми компенсаторами (наличие которых из формулы прототипа явно не следует, но они упомянуты в тексе описания к патенту при характеристике объекта изобретения), позволяет получить требуемую поверхность горения. Однако к недостаткам прототипа следует отнести низкий коэффициент заполнения корпуса, технологические трудности в процессе изготовления, жесткие требования к точности соблюдения размеров конструктивных элементов и их позиционирования в общей компоновке двигателя, необходимость наличия теплозащитного покрытия на внутренней поверхности сопла от воздействия продуктов сгорания, что увеличивает пассивную массу двигателя.

Задачей заявляемого технического решения является разработка конструкции ракетного двигателя твердого топлива, позволяющей повысить эффективность его работы за счет увеличения коэффициента заполнения корпуса топливом, уменьшения потерь удельного импульса тяги (тепловых потерь и потерь на трение) при одновременном упрощении технологии изготовления заряда и снижении пассивной массы двигателя путем оптимизации внутренней конфигурации заряда и обеспечения изменяющейся геометрии внутреннего контура сопла при минимизации изменения уширения его раструба.

Поставленная задача решается предлагаемым ракетным двигателем твердого топлива, содержащим канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом, средство, компенсирующее увеличение поверхности горения заряда, сопло. Согласно изобретению заряд выполнен канально-цилиндрическим, средство, компенсирующее увеличение поверхности горения, выполнено в виде внутреннего покрытия сопла из высокопрочного медленно горящего твердого топлива со скоростью горения и толщиной, обеспечивающими при горении увеличение площади критического сечения сопла пропорционально увеличению поверхности горения заряда.

В частности, когда существует потребность в минимальном изменении коэффициента расхода продуктов сгорания, утопленную часть сопла, критическое сечение и раструб сопла целесообразно выполнять с покрытиями, имеющими различные скорости горения.

Проведенный анализ уровня техники показывает, что ракетный двигатель твердого топлива отличается от ближайшего аналога иной внутренней конфигурацией заряда - гладкая цилиндрическая (в прототипе канал оснащен профилированными щелями); иным конструктивным выполнением средства, компенсирующего увеличение поверхности горения, - внутреннее покрытие сопла из твердого топлива (в прототипе - щелевые вырезы заряда) и иным его размещением за пределами корпуса с приданием дополнительной функции по теплозащите сопла.

Именно совокупность отличительных от прототипа признаков заявляемого решения с остальными существенными признаками позволила достичь вышеуказанный технический результат, который невозможно получить при реализации изобретения по прототипу в силу особенностей конструкции известного ракетного двигателя твердого топлива и решить поставленную задачу.

Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива иллюстрируется графическим изображением.

На чертеже - продольный разрез двигателя.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, прочно скрепленный с ним канально-цилиндрический заряд 2, сопло 3 с внутренним покрытием 4.

РДТТ предлагаемой конструкции работает следующим образом.

После срабатывания воспламенителя (условно не показан) происходит воспламенение начальной поверхности заряда 2. Так как заряд 2 не имеет щелевых или иных компенсаторов, то его поверхность горения в процессе работы РДТТ растет пропорционально своду. Площадь критического сечения сопла 3 растет вследствие горения покрытия 4, что приводит к стабилизации давления. Так как площадь критического сечения сопла 3 при сгорании покрытия 4 изменяется от свода по квадратичному закону, то скорость горения материала покрытия 4 должна быть меньше, чем скорость горения заряда 2, и определяется при проектировании конкретного двигателя. При этом толщина покрытия 4 коррелируется со временем работы двигателя в соответствии с существующей потребностью.

Пример расчета скорости горения внутреннего покрытия сопла.

Для канального заряда длиной 1900 мм со скоростью горения заряда 20 мм/с при показателе в законе скорости горения =0,7 зависимость скорости горения материала покрытия U _kr от начального диаметра критического сечения сопла D _kro аппроксимируется зависимостью

U _kr=2,59-0,0076·D_kro.

Важным достижением предлагаемого технического решения является стабилизация уровня рабочего давления при отсутствии щелевых и иных компенсаторов в заряде и повышение энерговооруженности двигателя.

Заявляемое техническое решение практически реализуемо, создание такой конструкции РДТТ актуально и перспективно, поскольку повышается эффективность использования ракетных комплексов.