Патентуемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) и зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) к ним.
Для определения (и подтверждения) срока служебной пригодности (срок служебной пригодности - временной интервал, в течение которого изделие обеспечивает заданные конструкторской документацией требования (чертежа, технических условий) в реальных условиях эксплуатации.) РДТТ и зарядов ТРТ известен способ ускоренных климатических испытаний (УКИ) последних путем длительного термостатирования (старение) при повышенной температуре, в основе которого лежит соблюдение принципа температурно-временной эквивалентности применительно к реальным условиям эксплуатации изделий (в условиях умеренного климата, влажного и сухого тропического климата и др. по ГОСТ 15150-69, ГОСТ 24482-80). В указанном способе используют понятие эквивалентной температуры (Тэкв), под которой подразумевают такую условную постоянную температуру, при которой в системе за рассматриваемое время происходят те же изменения, что и в естественных природных температурных условиях.
Потеря служебной пригодности заряда ТРТ в течение требуемого гарантийного срока хранения (ГСХ) и эксплуатации (срока служебной пригодности) может произойти по различным причинам, основными из которых являются:
1. Химические превращения в системе (составе) ТРТ, например, связанные с терморазложением нитроэфиров в составе баллиститных топлив либо связующего в составе смесевых твердых топлив, что приводит к снижению скорости горения ТРТ (Фиг 1), а также выходных характеристик РДТТ (уровня тяги, величины импульса тяги).
2. При наличии бронепокрытия (БП) в конструкции заряда - диффузионные процессы в системе «ТРТ - бронепокрытие» (Пат RU 2154616, 2241845). Последние приводят как к потере энергетики, например, баллиститных ТРТ за счет диффузии нитроглицерина (НГ) в бронепокрытие, так и к повышению горючести БП, насыщенного НГ, что, в свою очередь, приводит либо к нерасчетному прогару БП (Фиг.2), либо к повышенному дымообразованию заряда в условиях активного горения БП, что существенно затрудняет наведение ракеты на цель.
3. Снижение уровня физико-механических характеристик ТРТ, обусловленное вышеуказанными химическими и диффузионными процессами, вплоть до механического разрушения заряда (растрескивания).
Как показал технический анализ, все указанные причины потери служебной пригодности заряда ТРТ, в части динамики процесса (скоростей различных химических и физических процессов), описываются известной зависимостью Аррениуса, которая позволяет получить общее соотношение для Тэкв (источник: ж. «Физико-химическая механика материалов», том 13, №1, 1977, «Наукова думка», Киев, Б.Д.Гойхман, Т.П.Смехунова, стр.92-97)
где
Е-энергия активации, кал/моль;
R-универсальная газовая постоянная, кал/моль·К;
τ0-срок служебной пригодности заряда, сутки;
Ti-средняя температура для интервала Δτi, К;
n-число временных интервалов со средней температурой Тi в течение срока служебной пригодности заряда;
Δτi - интервал времени, в течение которого действует температура Тi в соответствии с ГОСТ 24482-80, сутки.
Указанное соотношение [1] для Тэкв характеризует процесс старения зарядов ТРТ в части конкретного физико-химического процесса с соответствующим уровнем энергии активации (Е). Однако в реальных условиях эксплуатации зенитных управляемых ракет (ЗУР), авиационных ракет (АР) и некоторых других ракет они, а следовательно, РДТТ и заряды ТРТ определенное время «жизни» (например, время боевого дежурства для систем ПВО) могут находиться под прямым воздействием солнечной радиации (ЗУР - на открытых направляющих пусковых установок, АР - пристыкованные к фюзеляжу самолета-носителя на открытой площадке аэродромов). Однако указанное соотношение в форме [I] не учитывает влияние солнечной радиации, создающей порою кратковременную, но весьма существенную дополнительную тепловую нагрузку, что может привести к потере эксплуатационных характеристик заряда ТРТ.
Аналогами патентуемого изобретения являются: пат. RU 2217746 С1, ист. Конструкции и отработка РДТТ, под ред. А.М.Винницкого, М.:«Машиностроение», 1980, стр.207-210, SU 1133507 А, RU 2018826 С1, RU 2056636 С1, DE 1275807 В.
Наиболее близким аналогом к патентуемому решению является изобретение по пат. RU 2217746 С1 (заявка 2002105234 от 26.02.2002 г., МПК G01N 33/22, F42B 35/00), выбранное авторами за прототип.
Технической задачей патентуемого изобретения является разработка эффективного способа ускоренного климатического испытания (УКИ) заряда ТРТ для подтверждения срока служебной пригодности заряда в естественных природных температурных условиях с учетом воздействия солнечной радиации.
Технический результат изобретения заключается (фиг.3) в способе испытания заряда ТРТ в составе РДТТ с учетом воздействия солнечной радиации в подтверждение срока служебной пригодности. Способ включает снаряжение заряда (5) в камеру сгорания (6) РДТТ, термостатирование заряда при температуре УКИ Tу, например 333 К, в течение промежутка времени τу, определенного с учетом эквивалентной температуры, по соотношению
разборку РДТТ и внешний осмотр заряда на наличие механического разрушения. При отсутствии механического разрушения заряда (трещин) заряд повторно собирают в РДТТ, оснащают РДТТ средством воспламенения и датчиком регистрации давления в камере сгорания и проводят огневое стендовое испытание заряда в составе РДТТ при крайних температурах эксплуатации заряда, например, 323 К и 273 К на соответствие требованиям документации по заданному уровню давления (р) и характеру зависимости «давление-время». При этом Тэкв определяют по соотношению
где Δτ1i= Δτi-τc/кn,
Δτ1i - временной интервал с температурой воздуха Тi без учета времени действия солнечной радиации, сутки;
τc - общее время действия солнечной радиации за срок служебной пригодности заряда, сутки;
«Тi+30» - средняя температура при действии солнечной радиации в течение срока служебной пригодности заряда, К (по ГОСТ 24482-80 предусматривается учет солнечной радиации при оценке сроков пригодности изделий, осуществлять путем увеличения средней температуры Тi на 30 град.);
к - срок служебной пригодности заряда, год.
При этом температуру УКИ Ту устанавливают предпочтительно 333 К, уровень которой, с одной стороны, как правило, близок к верхнему температурному пределу эксплуатации, с другой стороны - "минимально" влияет на характер протекания кинетических процессов в рецептурах ТРТ и бронепокрытиях (БП), и во взаимных диффузионных процессах в системе «ТРТ-БП», по сравнению с протеканием их при более высоких температурах (например 338 К, 343 К).
Патентуемый способ иллюстрируется на фигурах:
Фиг.1 - Зависимость скорости горения ТРТ
1 - для исходного ("свежего") ТРТ;
2 - для ТРТ, подверженного старению в процессе эксплуатации (хранения);
Фиг.2 - Зависимость "давление-время" - p(τ)
3 - нерасчетная зависимость "давление-время" (обусловленная прогаром бронепокрытия);
4 - расчетная зависимость;
Фиг.3 - Технологическая схема УКИ по патентуемому способу
5 - заряд ТРТ;
6 - камера сгорания РДТТ.
Сущность изобретения заключается в учете воздействия солнечной радиации на заряд ТРТ при определении эквивалентной температуры Тэкв, особенности которого заключаются в следующем:
1) Общее время воздействия солнечной радиации (τc) распределяется равномерно на каждый год из назначенного срока службы (срока служебной пригодности) - τc/к. При этом учитывают, что годовое изменение температуры окружающей среды практически систематически повторяется.
2) Определяют время воздействия солнечной радиации на заряд ТРТ в каждый интервал времени (Δτi), в течение которого действует температура Тi в соответствии с ГОСТ 24482-80 - τс/кn. При этом учитываем, что интервал времени с одной температурой Тi охватывает разные времена года, поэтому равномерное распределение времени действия солнечной радиации на все n интервалов является наиболее вероятным, отвечающим реальным условиям;
3) Для каждого интервала времени Δτi определяется время (Δτ1i) без учета времени воздействия солнечной радиации по соотношению:
Δτ1i= Δτi-τc/кn.
4) Определяется Тэкв с учетом воздействия солнечной радиации по соотношению [3] и определяют требуемое время длительного термостатирования τу с учетом выбранной повышенной температуры Ту по соотношению [2].
В целом, при указанном порядке определения Тэкв соблюдается принцип равновероятности сочетания (наложения) естественного распределения температур в течение продолжительности срока служебной пригодности для заданного климатического района по ГОСТ 24482-80 и прямого воздействия солнечной радиации на заряд (в составе РДТТ, ракеты).
УКИ, с учетом воздействия солнечной радиации, по патентуемому способу осуществляются в порядке, указанном на технологической схеме (фиг 3).
Пример реализации способа:
Задан общий срок служебной пригодности заряда ТРТ в составе РДТТ - три года при эксплуатации в условиях сухого тропического климата. Суммарное время эксплуатации заряда (в составе РДТТ) под воздействием солнечной радиации в течение срока служебной пригодности заряда составляет 100 часов (4,17 суток). Требуется подтвердить срок служебной пригодности (эксплуатации) заряда ускоренными климатическими испытаниями при повышенной температуре.
Значение повышенной температуры Ту при подтверждении УКИ выбирается, например, Ту=333 К. На основании данных ГОСТ 24482-80 для расчета эквивалентной температуры (с учетом времени воздействия повышенной на 30°С температуры, за счет солнечной радиации) составляется табл.1 параметров применительно к заданному климатическому району - с сухим тропическим климатом без учета солнечной радиации, а также вспомогательная температурно-временная табл.2 (с учетом солнечной радиации и в соответствии с ГОСТ 24482-80 с увеличением на 30 град. для заданного срока действия солнечной радиации).
Подставляя численные значения параметров из табл.2 в соотношение [3], определяют значение Тэкв для заданного климатического района эксплуатации РДТТ (заряда ТРТ) с учетом солнечной радиации, а также продолжительность термостатирования τу:
Тэкв=309 К; τу=18,65 суток (при Ту=333 К)
С учетом указанных параметров Тэкв τу осуществлены УКИ заряда (Фиг.3) из баллиститного ТРТ, включающие, помимо определения параметров Тэкв и τу, снаряжение заряда (5) в камеру сгорания (6) РДТТ, термостатирование заряда в составе герметичного РДТТ в течение 19 суток при Ту=333 К. После термостатирования по указанному режиму была выполнена разборка РДТТ, произведен внешний осмотр зарядов на наличие дефектов и сохранения монолитности заряда. Дефекты отсутствовали, заряды сохранили монолитность. РДТТ был повторно собран с зарядом и подвергнут огневым испытаниям при Т=323 К с получением внутрибаллистических характеристик, близких к расчетным зависимости «давление-время» р(τ) «тяга-время» R(τ) соответствующим заданным требованиям.
Положительный эффект изобретения - повышение объективности (достоверности) оценки срока служебной пригодности заряда ТРТ с учетом прямого воздействия солнечной радиации на общий эксплуатационный ресурс заряда ТРТ, что позволяет повысить надежность отработки зарядов ТРТ (РДТТ) и ракетных систем в целом, особенно для условий теплонапряженного (тропического) климата, в части обеспечения требуемых сроков служебной пригодности.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
СПОСОБ БРОНИРОВАНИЯ КАНАЛА ЗАРЯДА ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 2006 |
|
RU2337088C2 |
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА (ВАРИАНТЫ) | 2009 |
|
RU2412369C1 |
ТЕРМОПЛАСТИЧНЫЙ МАЛОДЫМНЫЙ БРОНЕСОСТАВ НА ОСНОВЕ АЦЕТИЛЦЕЛЛЮЛОЗЫ С ПОВЫШЕННОЙ ТЕРМОСТОЙКОСТЬЮ | 2005 |
|
RU2276174C1 |
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ЗАРЯД ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2010 |
|
RU2451816C1 |
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АДГЕЗИОННОЙ ПРОЧНОСТИ СКРЕПЛЕНИЯ БРОНЕПОКРЫТИЯ С ПОВЕРХНОСТЬЮ ШАШКИ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 2010 |
|
RU2442138C1 |
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ЗАРЯД ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2011 |
|
RU2464440C1 |
СПОСОБ БРОНИРОВАНИЯ ЗАРЯДОВ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА (ВАРИАНТЫ) | 2006 |
|
RU2317199C1 |
БРОНЕСОСТАВ ДЛЯ ПОКРЫТИЯ ЗАРЯДА ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 2009 |
|
RU2412969C1 |
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА | 2008 |
|
RU2383764C1 |
СПОСОБ БРОНИРОВАНИЯ ВКЛАДНОГО ЗАРЯДА ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ЭПОКСИДНЫМ БРОНЕСОСТАВОМ ПО БОКОВОЙ ПОВЕРХНОСТИ И СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЯЗКОСТИ ЭПОКСИДНОГО БРОНЕСОСТАВА | 2011 |
|
RU2458243C1 |
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу ускоренного климатического испытания заряда твердого ракетного топлива в составе герметичного ракетного двигателя. Способ испытания заряда твердого ракетного топлива включает снаряжение заряда в камеру сгорания ракетного двигателя твердого топлива и термостатирование при температуре ускоренных климатических испытаний снаряженного зарядом ракетного двигателя твердого топлива. Время термостатирования определяют с учетом воздействия солнечной радиации по соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Затем осуществляют разборку ракетного двигателя твердого топлива и осмотр заряда с оценкой его монолитности, после чего производят повторное снаряжение заряда в ракетный двигатель твердого топлива и проводят огневое испытание ракетного двигателя твердого топлива на соответствие требованиям технической документации. Изобретение позволяет повысить точность оценки срока служебной пригодности при проведении ускоренных климатических испытаний заряда твердого ракетного топлива. 3 ил., 2 табл.
Способ испытания заряда твердого ракетного топлива в подтверждение срока служебной пригодности в составе ракетного двигателя твердого топлива, включающий снаряжение заряда в камеру сгорания ракетного двигателя твердого топлива, термостатирование при температуре ускоренных климатических испытаний (Ту) снаряженного зарядом ракетного двигателя твердого топлива и проведение огневого испытания ракетного двигателя твердого топлива на соответствие требованиям технической документации, отличающийся тем, что время термостатирования τу определяют с учетом соотношения:
в котором для обеспечения возможности учета воздействия солнечной радиации эквивалентную температуру определяют по соотношению:
где Тэкв - эквивалентная температура, К;
Е - энергия активации, кал/моль;
R - универсальная газовая постоянная, кал/моль·К;
τ0 - срок служебной пригодности заряда, сутки;
n - число временных интервалов со средней температурой Тi в течение срока служебной пригодности заряда;
Δτ1i= Δτi-τc/к·n - интервал времени, в течение которого действует температура Тi без учета времени действия солнечной радиации, сут;
Δτi - интервал времени, в течение которого действует температура Тi, сут;
Тi - средняя температура для интервала времени Δτi, К;
τc - общее время действия солнечной радиации за срок служебной пригодности заряда, сут;
к - срок служебной пригодности, годы,
причем после термостатирования осуществляют разборку ракетного двигателя твердого топлива и осмотр заряда с оценкой его монолитности, затем производят повторное снаряжение заряда в ракетный двигатель твердого топлива, после чего осуществляют огневое испытание ракетного двигателя твердого топлива.
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ СКРЕПЛЁННЫХ ЗАРЯДОВ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВЁРДОГО ТОПЛИВА | 2002 |
|
RU2217746C1 |
Конструкция и отработка РДТТ./ Под ред | |||
А.М.Виницкого | |||
- М.: Машиностроение, 1980, с.207-210 | |||
Способ ускоренных испытаний полимерных материалов на старение | 1982 |
|
SU1133507A1 |
СПОСОБ ИССЛЕДОВАНИЯ ОБРАЗЦА ТВЕРДОГО ТОПЛИВА | 1991 |
|
RU2018826C1 |
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ ОБРАЗЦА ТВЕРДОГО ТОПЛИВА | 1991 |
|
RU2056636C1 |
DE 1275807 В, 22.08.1968. |
Авторы
Даты
2011-01-20—Публикация
2009-07-27—Подача