ракетный двигатель твердого топлива

Формула изобретения

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, при этом дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища, отличающийся тем, что стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиакриламида, наполненного нитроцеллюлозой в соотношении нитроцеллюлоза:полиакриламид - 2 3:1, при этом в днище стакана выполнены отверстия для прохода газов из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

На практике широкое распространение получили РДТТ с вкладными зарядами всестороннего горения. В силу таких своих достоинств, как простота конструкции, технологичность в изготовлении, высокая тяговооруженность и др., они незаменимы в таких системах крупносерийного производства, как неуправляемые авиационные ракеты (НАР), реактивные системы залпового огня (РСЗО), стартовые ступени зенитных управляемых ракет (ЗУР) и др.

Однако существенные затруднения при обеспечении работоспособности таких двигателей вызывает необходимость нейтрализации мощного теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя. Это воздействие приводит к интенсивному конвективному теплообмену высокотемпературных продуктов сгорания ракетного топлива с корпусом двигателя. По опубликованным в технической литературе данным (Шапиро Я.М. и др. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. М., 1966 г., стр.185) доля конвективного теплообмена в таких двигателях составляет до 80% и более. Тепловой прогрев камеры сгорания ракетного двигателя приводит к резкому снижению несущей способности корпуса ракетного двигателя.

Известна конструкция РДТТ по патенту RU 2211356, заявка RU 2002101640 от 15.01.2002 г., МПК F02K 9/32, содержащая корпус с передним и задним днищами и размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности. Конструкция содержит стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, при этом дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем ракетного двигателя, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Указанная конструкция РДТТ принята авторами за прототип. Недостатком прототипа является выполнение стакана из несгораемого материала - металла, что увеличивает пассивный вес ракеты и снижает весовое совершенство ракетного двигателя.

Технической задачей патентуемого изобретения является повышение эффективности и надежности работы ракетного двигателя с вкладным зарядом всестороннего горения, уменьшение пассивной массы двигателя, повышение дальности стрельбы ракеты.

Указанная задача решается как путем уменьшения теплового воздействия потока продуктов сгорания на корпус двигателя, так и повышением суммарного импульса тяги ракетного двигателя в принятых габаритах.

Технический результат изобретения заключается в создании ракетного двигателя, содержащего корпус с сопловым блоком (сопло-блоком), передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд твердого ракетного топлива, горящий по наружной поверхности, и воспламенитель у переднего днища, а также стакан, цилиндрическая часть которого размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, причем кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. При этом дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя и снабжено отверстиями для прохода газов (ПС) из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу, а стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиакриламида (ПАА), наполненного нитроцеллюлозой (НЦ) в соотношении НЦ: ПАА - 2 3:1.

Сущность изобретения заключается в выполнении стакана из сгораемого материала, содержащего ПАА и наполненного НЦ в указанных соотношениях, при этом уменьшение заявляемого соотношения менее чем 2:1 существенно снижает энергетические и баллистические характеристики сгораемого материала стакана, а увеличение указанного соотношения более чем 3:1 ухудшает технологические характеристики при термоформовании стакана.

В целом конструкция патентуемого ракетного двигателя позволяет обеспечить как достоинства прототипа (тепловая разгрузка корпуса), так и дополнительно повысить весовое совершенство ракетного двигателя (уменьшение пассивной массы). За счет повышения суммарного импульса тяги ракетного двигателя при сгорании стакана повышается дальность стрельбы ракеты.

Патентуемое изобретение поясняется графическими материалами:

Чертеж - патентуемая конструкция РДТТ, где:

1 - корпус двигателя;

2 - заряд;

3 - стакан из сгораемого материала;

4 - отверстия в стакане;

5 - пиропатрон;

6 - переднее днище двигателя;

7 - воспламенитель;

8 - герметизирующая прокладка;

9 - заднее днище двигателя - сопло-блок.

Ракетный двигатель работает следующим образом: при подаче импульса на пиропатрон (5), установленный в переднем днище (6), последний срабатывает. Продуктами сгорания пиропатрона поджигается навеска воспламенителя (7), продукты сгорания которой воспламеняют поверхность заряда (2). Образующиеся при сгорании заряда газы движутся вдоль канала заряда и в зазоре «стакан - заряд» истекая через отверстия (4) в стакане в сопло-блок (9), обеспечивая тягу ракетного двигателя. Часть газов заполняет загерметизированную прокладками (8) застойную зону между стаканом (3) и корпусом (1) двигателя. При этом, так как стакан (3) выполнен из сгораемого материала на основе НЦ и ПАА, происходит его закономерное выгорание до окончания времени горения заряда с обеспечением дополнительного импульса тяги РДТТ, а при полете ракеты реализуется уменьшение по сравнению с прототипом пассивной массы ракетного двигателя, что обеспечивает повышенную дальность стрельбы ракеты с патентуемой конструкцией РДТТ.