Ракетний двигун твердого палива

Винахід відноситься до галузі машинобудування та може бути використаний у ракет обдуванні. Відомі багатоступеневі ракети, забезпечуючи велику дальність польоту корисного вантажу [1], ст.54-55, Фіг.26; cт.57-59, Фіг.2,32. Недоліком цього типу ракетних систем є їх значна довжина, що ускладнює їх застосування та експлуатацію, а також багатоступеневі ракети мають досить велику пасивну масу за необхідністю застосування на таких ракетах перехідних меж-ступеневих силових відсіків та певної кількості двигунів, розташованих послідовно вподовж довжини ракети, що також призводить до збільшення довжини ракети. Відомі одноступеневі ракети, які мають невелику довжину та невелику дальність польоту [2], cт.54, Фіг.2.24. Головним недоліком одноступеневих ракет є те, що вони мають невелику дальність польоту, що не дає змоги доставляти корисні вантажі на більшу дальність і які мають відомий ракетний двигун твердого палива, силовий корпус якого виконано у вигляді замкненої силової циліндричного типу оболонки, у середині якої розміщено тверде паливо і також такі двигуни мають велику довжину відносно відсотків корисного вантажу та апаратури керування польотом ракети. Технічним завданням винаходу постає збільшення дальності польоту одноступеневої ракети без збільшення її довжини. Технічне завдання вирішується шляхом встановлення зовні на силовому корпусі центральнорозташованого відомого ракетного двигуна одного та більше додаткових силових незамкнених зсередини циліндричного типу корпусів, охоплюючих силовий корпус центральнорозташованого двигуна твердого палива і розташованих при вигляді у поперечному перетині еквідістантно та з певним зазором один відносно одного, створюючі багатокорпусовий ракетний двигун твердого палива і кожний охоплюючий силовий корпус являє собою незамкнену циліндричного типу силову оболонку, котра по торцям опирається на силову оболонку попереднього корпусу, причому циліндрична частина кожного охоплюючого корпусу, яка розташована зсередини кожного охоплюю чого корпусу, у такому разі стає невід'ємною силовою частиною охоплюючого корпусу і кожний охоплюючий корпус стає замкненим, бо усі охоплюючі силові оболонки герметично та міцно з'єднані поміж собою та також з силовим корпусом ракетного двигуна, розташованого по повздовжній вісі ракети, і в об’ємах, утворених з’єднаними між собою силовими охоплюючими корпусами розміщене тверде паливо і кожний додатковий корпус після згорання у ньому твердого палива примусово відкидається послідовно один за одним, починая з зовнішнього корпусу, що забезпечує як і у багатоступеневих ракет послідовне зниження пасивної маси двигуна ракети у процесі польоту, також таке технічне рішення завдяки тому, що додаткові силові корпуси виконані незамкненими зсередини, первісно забезпечує значне, до 40%, зниження пасивної маси ракетного двигуна. Таке технічне розв'язання дозволяє спростити експлуатування та підготовлення ракети до запуску, збільшити дальність польоту та збільшити масу корисного вантажу, виключити необхідність розв'язання складних проблем стійкості конструкцій ракети, які мають багатоступеневі ракети, а також таке технічне рішення конструкції одноступеневої ракети дозволяє виводити великовагові корисні вантажі і на навколоземну орбіту. Сутність винаходу пояснюється кресленнями Фіг.1, 2, 3, 4, 5, 6, 7. На Фіг.1 ,2, 3 наведено загальний вигляд багатокорпусового двигуна твердого палива, де показано: 1 - багатокорпусовий ракетний двигун твердого палива, 2 - центральнорозташозаний корпус двигуна 1, 3 сопловий апарат корпусу 2, 4 - перший додатковий корпус двигуна 1, 5 - соплові апарати корпусу 4, 6 - другий додатковий корпус двигуна 1, 7 - соплові апарати додаткового корпусу 6. На Фіг.4 наведено перетин ВВ Фіг.2, на Фіг.5 наведено перегин СС Фіг.4, де показано: 8 - тверде паливо корпусу 2 двигуна 1, 9 - тверде паливо корпусу 4 двигуна 1, 10 - тверде паливо корпусу 6 двигуна 1, 11 теплозахисний шар корпусу 4, 12 - теплозахисний шар корпусу 6. На Фіг.6, 7 схематично наведено з'єднання силових корпусів двигуна за допомогою шпангоутів, наприклад, корпусу 2 з корпусом 4, які з’єднані між собою, як варіант, клеєболтовим засобом. На Фіг.6, 7 показано: корпус 2, сопловий апарат 3 корпусу 2, додатковий корпус 4, тверде паливо корпусів 2, 4 умовно не зображено, сопловий апарат 5 корпусу 4, теплозахисний шар 11 корпусу 4, шпангоути 13, 14 корпусу 2; шпангоути 15, 16, 17, 18 корпусу 4, місця з'єднання 19, 20 шпангоутів 13, 15 та 14, 16 між собою, 21 - відсік корисного вантажу та апаратури, який міцно з'єднано зкорпусом 2 через шпангоут 13 і корпус 2 після згорання у ньому твердого палива примусово відкидається від відсіку 21. Тверде паливо 8, 9, 10 розташовують у корпусах 2, 4, 6 і корпуси 2, 4, 6 міцно з'єднують між собою і після цього двигун 1 готовий до експлуатації і робота двигуна 1 починається з займання (запалення) твердого палива 10 у назовні розташованому додатковому корпусі 6 і після стороння твердого палива 10 додатковий корпус 6 та його соплові апарати 7 примусово відкидаються від двигуна 1 і до роботи стає додатковий корпус 4 і після згорання у ньому твердого палива 9 додатковий корпус 4 та його соплові апарати 5 також примусово відкидаються і до роботи стає корпус 2 і після стороння у ньому твердого палива 8 корпус 2 та його сопловий апарат 3 примусово відкидаються від відсіку 21 і далі відсік 21 продовжує політ за призначенням без будь-якої частини багатокорпусового двигуна 1. Відома одноступенева ракета твердого палива [2] ст.54, Фіг.2,24. Значне підвищення дальності польоту цієї одноступеневої ракети без додаткового збільшення кількості двигунів та її довжини можливе у разі установлення на цій ракеті богатокорпусового двигуна твердого палива замість штатного двигуна, наприклад, для підвищення дальності польоту приблизно у два рази достатньо установити двукорпусовий двигун твердого палива, при тому що центральнорозташований корпус двигуна та додатковий корпус цього двигуна матимуть кожний окремо об’єм твердого палива не меньший, який має штатний двигун цієї ракети у виконанні як одноступеневої. При цьому центральнорозташований корпус матиме також довжину і зовнішній діаметр, що має штатний двигун відомої ракети, а додатковий корпус двигуна може мати таку ж довжину як штатний двигун відомої ракети, а також у другому варіанті може мати довжину, наприклад, у два рази меншу і обов'язково у цих варіантах об’єм додаткового корпусу повинен бути таким, що дозволить розмістити такий же об’єм твердого палива, який має штатний двигун і таким чином у першому варіанті виконання додатковий корпус матиме зовнішній діаметр у 1,4 рази, а у другому варіанті у 1,7 рази більший у зрівнянні з зовнішнім діаметром штатного двигуна, що і забезпечить політ ракети на відстань у два рази більшу у порівнянні зі штатним варіантом цієї ракети, причому після стороння палива у додатковому корпусі, цей корпус примусово відкидається і далі політ продовжується за допомогою центральнорозташованого корпусу двигуна. Також у разі необхідності центральнорозташований корпус двигуна може мати меншу довжину ніж у штатного двигуна, але у такому разі зовнішній діаметр центральнорозташованого двигуна відповідно треба збільшити з розрахунку розташування такого ж об’єму твердого палива, який має штатний двигун. Багатокорпусовий ракетний двигун може мати один, два, три та більше додаткових корпусів, які міцно з’єднані між собою та з центральнорозташованим корпусом двигуна і робота багатокорпусного ракетного двигуна твердого палива завжди починається з займання та спалення твердого палива у найназовні розташованому додатковому корпусі двигуна і далі провадиться опалення твердого палива у останніх корпусах» причому послідовно один за одним та окремо між собою, але за певних обставин тa додаткових надзвичайних вимог, як виключення, може провадиться опалення твердого палива одночасно, наприклад, у двох корпусах, але суміжно розташованих між собою. Література, прийнята до уваги: 1. Кн. В.И.Феодосьев, Г.Б.Синярев. Введение в ракетную те хнику, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1956, стр.54-55, Фиг.2.26, стр.57-59, Фиг.2.32. 2. Кн. Б.И.Феодосьвв, Г.Б.Синярев. Введение в ракетную те хнику, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1956, стр.54, Фиг.2.24.