заряд твердого ракетного топлива

Формула изобретения

Заряд твердого ракетного топлива, содержащий канальную шашку твердого ракетного топлива и бронепокрытие, при этом шашка твердого ракетного топлива выполнена в виде канального цилиндра, рассеченного сквозной винтовой проточкой вдоль продольной оси заряда, при этом шашка забронирована по боковой поверхности, каналу и торцевым поверхностям с заполнением бронесоставом межвиткового пространства, за исключением торцевых поверхностей начальных витков шашки, отличающийся тем, что винтовая проточка выполнена многозаходной, а бронирование шашки выполнено бронесоставом с эндотермическим эффектом терморазложения, например, на акрилатной основе.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении заряда твердого ракетного топлива (ТРТ) к газогенератору (ГГ) и ракетному двигателю твердого топлива (РДТТ).

Известны конструкции зарядов ТРТ и ракетных устройств по пат. US 32019936, US 2386462, US 5211224, US 3496870, RU 2164616. Указанные конструкции в основном обеспечивают для ракетных устройств (РДТТ, газогенераторов) требуемый секундный весовой расход продуктов сгорания (ПС) заряда ТРТ в течение от нескольких до десятков секунд. Однако указанные конструкции - аналоги не позволяют обеспечить длительную рабоспособность РДТТ (ГГ) при существующем минимальном уровне скорости горения ТРТ (порядка 1 2 мм/с) при рабочих давлениях в камерах сгорания (КС) ГГ или РДТТ, в течение нескольких сотен секунд, что необходимо для автономного функционирования отделяемых головных ступеней космических ракет.

Известна также конструкция заряда по патенту FR 2538277 (прототип), обеспечивающая за счет однозаходной винтовой проточки длительное время работы ГТ (РДТТ). Однако указанная конструкция не обеспечивает пониженной температуры ПС для обеспечения работоспособности РДТТ и ГГ в целом при длительном времени работы.

Технической задачей изобретения является создание конструкции заряда ТРТ, обеспечивающего длительную работу РДТТ (ГТ) (несколько сотен секунд), с обеспечением низкой температуры ПС (порядка 1200 1300 К) в ограниченных габаритах камеры сгорания РДТТ (ГГ).

Указанная техническая задача решается за счет конструктивных особенностей заряда.

Технический результат изобретения заключается в разработке конструкции заряда твердого ракетного топлива (см. чертеж), содержащего канальную шашку (1) ТРТ и бронепокрытие (2), при этом шашка заряда рассечена сквозной винтовой проточкой вдоль продольной оси, причем шашка забронирована по боковой поверхности, каналу и торцевым поверхностям витков шашки с заполнением бронесоставом межвиткового пространства, за исключением торцевых поверхностей начальных витков шашки (3). При этом винтовая проточка выполнена многозаходной, а бронирование поверхностей шашки выполнено бронесоставом с эндотермическим эффектом при терморазложении, например, на основе акрилатных соединений.

Объемное изображение конструкции патентуемого заряда с 2-заходной винтовой проточкой шашки (бронепокрытие прозрачное) (см. чертеж):

1 - шашка ТРТ (из баллиститного либо смесевого твердого ракетного топлива);

2 - бронепокрытие (на фигуре - прозрачное);

3 - торцевые поверхности начальных витков шашки.

L - длина шашки.

d - диаметр канала шашки ТРТ;

D - диаметр наружный шашки ТРТ;

- угол наклона винтовой проточки;

b/2 - ширина витка шашки;

t - ширина винтовой проточки шашки.

Сущность изобретения заключается в выполнении конструкции патентуемого заряда в виде канальной шашки, рассеченной сквозной многозаходной винтовой проточкой, что позволяет обеспечить длительное (сотни секунд) функционирование РДТТ (или ГГ) ракеты и низкую температуру ПС (ПС ТРТ+ПС термического разложения бронепокрытия) в камере сгорания РДТТ порядка 1200 К.

Многозаходность винтовой шашки (не менее двух) обеспечивает повышенное отношение массы термически разлагающегося охладителя - бронепокрытия к массе топлива для получения пониженной температуры (порядка 1200 К) генерирующего газа. Например, соотношение секундного весового прихода бронепокрытия (охладителя) и топлива ~ 0,22 для однозаходного заряда повышается до ~0,43 для двухзаходного винтового заряда.

Термическое разложение указанных акрилатных бронесоставов сопровождается значительным эндотермическим эффектом, что позволяет за счет снижения температуры ПС заряда в целом обеспечить длительную работоспособность как КС ракетного двигателя, так и обеспечение требуемой динамики движения головной ступени ракеты.