ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАЗГОННО-МАРШЕВОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Российский патент 2006 года по МПК F02K9/10 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива, в первую очередь с разгонно-маршевым ракетным двигателем управляемых ракет.

Разгонно-маршевые ракетные двигатели применяются, как правило, в малогабаритных управляемых ракетах типа ПТУР (противотанковая управляемая ракета), МЗУР (малогабаритная зенитная управляемая ракета), запуск которых осуществляется из контейнеров (пусковых труб). В связи с жесткими габаритными ограничениями к пусковым устройствам, стартовым двигателям ПТУР и МЗУР не удается обеспечить при вылете ракеты из пусковой трубы достаточной начальной скорости для обеспечения нормального полета ракеты. В этом случае требуется, с целью исключения существенного "проседания" ракеты и предотвращения ее касания с грунтом, резкое нарастание скорости полета. Для решения указанной задачи не подходят маршевые заряды (фиг.1) традиционной тяговооруженности с нейтральной кривой "тяга-время" (фиг.2). По ряду технических причин неприемлемы и заряды прогрессивного горения (фиг.3) с прогрессивной кривой "тяга-время" (фиг.4), а также применение многоблочных зарядов, двухкамерных двигателей, которым присущи такие недостатки, как сложность конструкций, нетехнологичность в изготовлении, высокая стоимость, высокое дымообразование.

Оптимальным в данном случае является заряд-моноблок, обеспечивающий двухрежимный процесс работы ракетного двигателя - разгонный и маршевый (фиг.5, фиг.6). При этом, как показали практические исследования, для определенных ракетных систем и марок твердого ракетного топлива желателен "мягкий" переходный участок от разгонного режима к маршевому режиму работы заряда (фиг.7). Это позволяет обеспечить как устойчивость полета ракеты на траектории, так и надежный переход горения топлива со сверхскоростного режима (на высоких давлениях разгонного режима Р_разг) к низкоскоростному режиму горения (на малых давлениях маршевого режима Р_марш) с исключением затухания заряда за счет резкого перепада давления (фиг.8).

Аналогами патентуемого технического решения являются заряды по пат. RU 2217458, RU 2164616, RU 2179989.

За прототип патентуемой конструкции принята конструкция заряда по патенту RU 2164616 от 27.03.01 г.

Достоинством прототипа является простота конструкции, высокая технологичность в изготовлении и низкое дымообразование, обеспечивающее надежное наведение ракеты на цель.

Недостаток прототипа - отсутствие возможности реализации разгонного режима работы заряда.

Технической задачей изобретения является разработка заряда-моноблока твердого ракетного топлива, обеспечивающего два режима тяги ракетного двигателя - разгонный и маршевый (с мягким переходным периодом между ними) - с низким дымообразованием и близким к минимуму дегрессивным остатком в конце горения заряда.

Технический результат изобретения заключается в том, что заряд выполнен в виде топливной шашки, бронированной по заднему торцу и боковой поверхности ацетилцеллюлозным бронесоставом, поверх которого нанесен экранирующий поверхностный пленочный слой на основе синтетического клея. При этом со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки. Непосредственно на переднем торце выполнен глухой центральный канал, оканчивающийся полусферой радиусом d/2, где d - радиус глухого канала. Размеры глухого канала, конической проточки выполняют с учетом соотношений

l=l₁=(0,15...0,20)L, d=0,06...0,1D, D₁=0,85...0,95D, r=d/2,

где

l - глубина глухого центрального канала;

l₁ - длина конической проточки по оси канала;

L - длина топливной шашки;

d - диаметр глухого центрального канала;

D - диаметр топливной шашки;

D₁ - диаметр топливной шашки со стороны небронированного переднего торца;

r - радиус округления полусферы глухого центрального канала.

При этом профиль заднего торца топливной шашки выполнен сферическим с радиусом R=L+d/2-l, а центр задней сферы заряда совпадает с центром сферы глухого канала.

Со стороны переднего торца выполнена кольцевая осесимметричная проточка, а экранирующий пленочный слой выполняют из клея "Лейконат".

Сущность изобретения заключается в оптимальном выборе соотношений геометрических размеров заряда ТРТ, а именно глубины глухого центрального канала (l), длины конической проточки (l₁), диаметра топливной шашки (d₁) со стороны небронированного торца и др., в зависимости от длины (L) топливной шашки и ее диаметра (D).

Соотношения l=l₁, l=(0,15...0,20)L позволяют обеспечить близкий к минимуму дегрессивный остаток в конце горения заряда при "мягком" переходном режиме между разгонным и маршевыми участками работы двигателя. При l≠l₁, а также при l>0,2L либо l<0,15L дегрессивный остаток топлива увеличивается, а "мягкий" переходный режим (фиг.7) смещается в сторону более "жесткого" (фиг.8).

Выполнение соотношения (0,06...0,10)D позволяет, с одной стороны (нижний предел 0,06D), обеспечить эффективное воспламенение поверхности заряда в глухом канале, с другой стороны (верхний предел - 0,1D), обеспечить двухрежимную работу заряда в целом, в т.ч. с обеспечением близкого к минимуму дегрессивного остатка.

Диаметр шашки со стороны небронированного торца D₁=(0,85...0,95)D обусловлен как необходимостью надежного зажжения заряда и вывода его на рабочий режим (верхний предел), так и недопустимостью существенного снижения (нижний предел) энергетики заряда (суммарного импульса тяги). При этом именно за счет наличия конической поверхности горения (6) достигается "мягкий" переходный режим (фиг.7) с разгонного на маршевый участки работы РДТТ. При цилиндрических горящих поверхностях (6) реализуется "жесткий" переходный режим, что может привести к загасанию топлива (фиг.8). Для уменьшения дегрессивного остатка топлива профиль заднего торца заряда выполнен по радиусу R=L+d/2-l, а центр указанной сферы совпадает с центром полусферы глухого канала (фиг.6).

В определенных случаях, например для тяжелых крупнокалиберных ПТУР, требуется дополнительное форсирование разгонного режима ракетного двигателя. Оптимальным решением, в данном случае, является выполнение на переднем торце заряда кольцевой осесимметричной неглубокой проточки, быстро вырождающейся в процессе горения и обеспечивающей форсирование разгонного режима и практическое отсутствие влияния на расчетный маршевый режим работы двигателя.

Таким образом, при приведенных в настоящем патенте соотношениях геометрических размеров заряда, что является его существенными отличительными признаками от аналогов и прототипа, обеспечивается

- устойчивый разгонно-маршевый режим работы ракетного двигателя;

- близкие к минимуму дегрессивные остатки топлива в конце горения заряда;

- требования по энергетике заряда;

- высокая технологичность изготовления заряда.

При этом за счет выполнения бронирования заряда ацетилцеллюлозным бронесоставом, поверх которого нанесен экранирующий пленочный слой на основе синтетического клея "Лейконат", обеспечивается низкое дымообразование заряда.

Патентуемый заряд реализован в виде шашки-моноблока из высококалорийного малодымного баллиститного топлива, бронированного по боковой поверхности и торцу ацетилцеллюлозным термопластичным бронесоставом методом литья под давлением на термопластавтомате. Поверх бронесостава нанесен экранирующий пленочный слой синтетического клея "Лейконат". Габариты заряда: длина 345 мм, наружный диаметр 145 мм, масса заряда 8,0 кг.

Заряд работает следующим образом. После подачи импульса на пиропатрон срабатывает воспламенитель заряда, продукты сгорания которого поджигают небронированные поверхности топливной шашки. При этом в силу гомогенности (однородности) твердых ракетных топлив горение последних происходит параллельными слоями, в общем случае по эквидистантным поверхностям, а именно (фиг.5.):

- торцевая поверхность горит по плоским эквидистантным поверхностям (8);

- цилиндрическая поверхность глухого канала по цилиндрическим эквидистантным поверхностям (7);

- оголенный конический участок боковой поверхности по коническим эквидистантным поверхностям (6);

- сферическая оконечность глухого канала по сферическим эквидистантным поверхностям (4);

- поверхность (5) - по тороидальным эквидистантным поверхностям (5).

Как видно из фиг.5 к концу горения поверхности (5), (6), (7), (8) практически вырождаются, а горение заряда завершается догоранием сферической поверхности (4), что и позволяет практически исключить дегрессивный остаток, выполнив задний торец заряда по радиусу R=L-l+d/2.

При горении поверхности заряда образуются высокотемпературные газы, истечение которых через сопловой блок ракетного двигателя позволяет реализовать требуемую зависимость "тяга-время".

Патентуемый заряд выдержал огневые стендовые испытания в составе ракетного двигателя с реализацией разгонно-маршевого режима работы.

В процессе испытания подтвержден низкий уровень дымообразования заряда, позволяющий обеспечить надежное сопровождение и уничтожение ракетой цели.

Положительный эффект изобретения - повышение эффективности зарядов твердого ракетного топлива и укомплектованных ими ракет, простота и технологичность изготовления конструкции 2-режимного заряда при минимальном дегрессивном остатке топлива.

Изобретение иллюстрируется чертежами:

Фиг.1. Конструкция заряда-прототипа в обстановке ракетного двигателя:

1 - топливная шашка;

2 - бронесостав (бронепокрытие);

3 - поверхностное пленочное экранирующее покрытие.

Фиг.2. Характерные зависимости для прототипа "тяга-время", "давление-время":

R - тяга, Р - давление, t - время.

Фиг.3. Конструкция заряда-аналога в обстановке ракетного двигателя:

1 - топливная шашка;

2 - бронесостав (бронепокрытие).

Фиг.4. Характерные зависимости для аналога "тяга-время", "давление-время":

R - тяга, Р - давление, t - время.

Фиг.5. Конструкция патентуемого заряда в обстановке ракетного двигателя:

1 - топливная шашка;

2 - бронесостав (бронепокрытие);

3 - поверхностное пленочное экранирующее покрытие;

4 - сферическая эквидистантная поверхность горения;

5 - тороидальная эквидистантная поверхность горения;

6 - коническая эквидистантная поверхность горения;

7 - цилиндрическая эквидистантная поверхность горения;

8 - плоская эквидистантная поверхность горения.

Фиг.6. Конструкция патентуемого заряда с указанием характерных размеров:

1 - топливная шашка;

2 - бронесостав (бронепокрытие);

3 - поверхностное пленочное экранирующее покрытие;

l - длина глухого центрального канала;

l₁ - длина конической проточки по оси заряда;

L - длина топливной шашки;

D - диаметр топливной шашки;

D₁ - диаметр топливной шашки со стороны небронированного переднего торца;

r - радиус полусферы скругления в оконечности глухого канала;

R - радиус сферы заднего торца топливной шашки.

Фиг.7. Характерные зависимости для патентуемого заряда "тяга-время", "давление-время" с "мягким" переходным участком:

R - тяга, Р - давление, t - время.

Фиг.8. Характерная зависимость "давление-время" для случая "жесткого" переходного участка (отсутствие конической проточки на переднем торце заряда):

Р - давление, t - время, Р^раз - давление разгонного режима, Р^мар - давление маршевого режима.

Пунктиром показан расчетный характер зависимости "давление-время" при условии отсутствия загасания топлива.

Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты включает топливную шашку, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности ацетилцеллюлозным бронесоставом. Поверх бронесостава нанесен экранирующий поверхностный пленочный слой на основе синтетического клея. Со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки. Непосредственно на переднем торце выполнен глухой центральный канал, оканчивающийся полусферой радиусом, равным диаметру глухого центрального канала, деленного на два. Размеры канала и конической проточки удовлетворяют защищаемым настоящим изобретением соотношениям. Профиль заднего торца топливной шашки выполнен сферическим с радиусом, равным длине топливной шашки плюс диаметр глухого центрального канала, деленный на два минус глубина глухого центрального канала. Центр указанной сферы совпадает с центром полусферы глухого канала. Изобретение позволяет создать заряд твердого ракетного топлива, обеспечивающий два режима тяги ракетного двигателя - разгонный и маршевый с мягким переходным периодом между ними, с низким дымообразованием и близким к минимуму дегрессивным остатком в конце горения заряда. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты, включающий топливную шашку, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности ацетилцеллюлозным бронесоставом, поверх которого нанесен экранирующий поверхностный пленочный слой на основе синтетического клея, отличающийся тем, что со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки, а непосредственно на переднем торце выполнен глухой центральный канал, оканчивающийся полусферой радиусом d/2, причем размеры канала и конической проточки удовлетворяют соотношениям; l=l₁=0,15...0,20L; d=0,06...0,1D; D₁=0,85...0,95D; r=d/2, где

l - глубина глухого центрального канала;

l₁ - длина конической проточки по оси заряда;

L - длина топливной шашки;

d - диаметр глухого центрального канала;

D - диаметр топливной шашки;

D₁ - диаметр топливной шашки со стороны небронированного переднего торца;

r - радиус скругления полусферы глухого центрального канала,

при этом профиль заднего торца топливной шашки выполнен сферическим с радиусом R=L+d/2-l, а центр указанной сферы совпадает с центром полусферы глухого канала.