ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2003 года по МПК F02K9/32 

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

Для обеспечения полета на маршевом участке малогабаритных тактических ракет широко применяют РДТТ с зарядами торцевого горения.

По условиям оптимальной компоновки ракеты в некоторых типах РДТТ в камеру сгорания устанавливают центральную магистральную трубку (например, для прокладки коммуникаций и решения других задач). Это приводит к необходимости применения в этих двигателях канальных твердотопливных зарядов торцевого горения, т. е. зарядов бронированных как по боковой поверхности, так и по каналу. Однако у зарядов, бронированных по каналу, резко увеличивается мощность дымообразования за счет разложения и уноса бронематериала с дополнительной поверхности - канального бронепокрытия - по мере выгорания топлива, что негативно сказывается на эффективности боевого применения ракет.

В силу большой площади поверхности бронепокрытия, подвергаемой воздействию высокотемпературных продуктов сгорания, применение в таких зарядах известных приемов уменьшения дымообразования, таких, например, как нанесение пленочного защитного покрытия на внешнюю поверхность бронепокрытия на основе синтетического клея (см. патент RU 2164616 С1), малоэффективно.

Помимо указанного, конструктивными аналогами патентуемого технического решения являются изобретения по патентам US 2979896 A (наличие центрального сквозного бронированного канала в заряде), заявка FR 2731471 А1 (наличие, установленной в канале втулки), патент GB 1108382 A (наличие в канале теплопроводящих вставок), а также конструкции по патенту GB 1303731 А, по заявке RU 94004166 A1. За прототип патентуемого изобретения принята конструкция по патенту US 2979896 А как совпадающая с заявляемой по большинству признаков.

Технической задачей изобретения является создание конструкции твердотопливного ракетного двигателя, снабженного бронированным по каналу зарядом твердого ракетного топлива с пониженным дымообразованием.

Указанная задача решается путем установки в канале заряда ракетного двигателя твердого топлива, содержащего корпус, вкладной заряд с центральным сквозным каналом, бронированным по наружной поверхности, переднему торцу и каналу, упругой разрезной металлической втулки, контактирующей с бронепокрытием заряда, скрепленной с корпусом двигателя и имеющей профиль втулки, эквидистантный профилю бронированного канала. Это позволяет обеспечить "сток" тепла от бронепокрытия на втулку и существенно уменьшить долю тепла, расходуемую на термическое разложение бронематериала в процессе горения заряда, и следовательно, уменьшить его дымообразование.

Достигаемый технический результат (уменьшение дымообразования двигателя) обеспечивается в данном случае за счет отличительных признаков заявляемой конструкции, а именно:
- установки в канал заряда втулки из материала с высокой теплопроводностью, контактирующей с поверхностью бронепокрытия;
- выполнении втулки разрезной и упругой;
- для повышения эффективности снижения дымообразования втулка выполняется из металла и скрепляется с корпусом двигателя;
- втулка выполняется эквидистантной бронированному профилю канала заряда.

Сущность изобретения иллюстрируется на чертеже "Конструкция двигателя":
1 - корпус двигателя;
2 - твердотопливная шашка;
3 - бронепокрытие заряда;
4 - уплотнение застойной зоны;
5 - втулка.

Предложенная конструкция РДТТ содержит корпус двигателя 1 с размещенным в нем вкладным зарядом, твердотопливная шашка 2 которого защищена бронепокрытием 3 по боковой поверхности, переднему торцу и каналу. Внутрь канала заряда установлена втулка 5, контактирующая с бронированной поверхностью канала, при этом профиль втулки эквидистантен профилю бронированного канала.

Двигатель работает следующим образом. После воспламенения небронированного торца заряда происходит выгорание параллельными слоями топлива и оголяется внутренняя поверхность бронепокрытия. Под действием высокотемпературных газов, воздействующих на внутреннюю поверхность бронепокрытия, происходит его термическое разложение и унос. Поглощаемое бронепокрытием канала тепло расходуется на термическое разложение бронематериала, на нагрев втулки и отвод тепла от втулки в удаленную часть застойной зоны и на корпус двигателя в целом. Чем больше доля отводимого на втулку тепла, тем меньше скорость уноса бронематериала, меньше его влияние на дымообразование двигателя.

Сущность изобретения: ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус и вкладной заряд с центральным сквозным каналом, бронированный по боковой поверхности, переднему торцу и каналу. В канал заряда установлена упругая разрезная металлическая втулка, контактирующая с бронепокрытием заряда и скрепленная с корпусом двигателя. Профиль втулки эквидистантен профилю бронированного канала. Изобретение позволит создать конструкцию твердотопливного ракетного двигателя с пониженным дымообразованием. 1 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, вкладной заряд с центральным сквозным каналом, бронированный по боковой поверхности, переднему торцу и каналу, отличающийся тем, что в канал заряда установлена упругая разрезная металлическая втулка, контактирующая с бронепокрытием заряда и скрепленная с корпусом двигателя, причем профиль втулки эквидистантен профилю бронированного канала.