ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАЗГОННО-МАРШЕВОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Российский патент 2013 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 в разгонно-маршевых ракетных двигателях 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 пусковых труб.

Основные требования, предъявляемые к двигателям малогабаритных управляемых ракет:

- обеспечение высокой скорости;

- обеспечение дальности;

- низкие массогабаритные характеристики;

- двухрежимная работа заряда для обеспечения возможности применения по низколетящим и высотным целям;

- минимальное воздействие на стрелка;

- технологичность производства заряда.

Известны двухрежимные ракетные двигатели [RU 2362036 от 20.07.2009, RU 2390646 от 27.05.2010, RU 2347931 от 27.02.2009, RU 2343302 от 10.01.2009], в которых двухрежимная работа двигателя осуществляется за счет последовательно установленных зарядов первого и второго режимов. Однако за счет применения моноблочного заряда удается в том же объеме двигательной установки разместить на 10-15% топлива больше, чем в варианте с двумя раздельными зарядами, что предпочтительнее.

Известен двухрежимный заряд смесевого ракетного топлива, выполненный в виде моноблока [RU 2374480 от 27.11.2009], оснащенный, по меньшей мере, одним элементом для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива, что позволяет получить высокую скорость ракеты. Каждый элемент для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива ориентирован в объеме заряда СРТ посредством нитевидного элемента из волокнистого материала или металла, один конец которого закреплен во вкладыше, а другой конец закреплен со стороны переднего торца корпуса. Такое техническое решение не является технологичным, так как предполагает наличие дополнительных элементов (вкладыша и передней крышки), изготовление и установка которых требует дополнительных операций. Кроме того, необходимо выполнить еще одну дополнительную операцию - скрепление вкладыша с корпусом, которая требует использования клеящих или герметизирующих материалов для надежной фиксации вкладыша в корпусе двигателя.

Изготовление вкладыша и передней технологической крышки согласно изобретению из пенополиуретана уменьшает массу твердого топлива, что не позволяет получить максимальную дальность стрельбы. В случае, если вкладыш будет изготовлен из твердого ракетного топлива, то для надежного крепления нитевидных элементов такое топливо должно иметь физико-механические характеристики, значительно превышающие физико-механические характеристики топлива основного заряда. Наличие двух видов топлива в заряде резко снижает его технологичность.

Известен заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя противотанковой управляемой ракеты [RU 2282741 от 27.08.2006], который принят за прототип. Заряд обеспечивает двухрежимную работу двигателя.

Общие признаки с прототипом:

- заряд представляет собой шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности;

- со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки.

Недостатки прототипа:

- заряд имеет глухой центральный канал, что снижает коэффициент заполнения топливом камеры двигателя;

- максимальное давление в первоначальный момент работы заряда неблагоприятно при ведении стрельбы с плеча, давление в камере двигателя должно возрастать с минимально возможного значения;

- разгон заряда, принятого за прототип, неэффективен, так как давление в камере падает после старта ракеты. Это недопустимо при применении ракеты по быстролетящим целям;

- в конструкции заряда отсутствует возможность интенсификации горения топлива за счет повышения скорости его горения, что необходимо для достижения требуемых скоростных характеристик ракеты.

Технической задачей изобретения является разработка заряда-моноблока твердого ракетного топлива, обеспечивающего два режима тяги ракетного двигателя, разгонный и маршевый, с обеспечением максимальной дальности, максимальной скорости при минимальных массогабаритных характеристиках и минимальном воздействии на стрелка и высокой технологичности.

Технический результат, достигаемый изобретением, предусматривает получение значения полного импульса силы тяги на первом режиме работы двигателя в пределах 5344,6-5785,9 Н·с, а также наклонной дальности поражения цели не менее 4900 м.

Технический результат изобретения обеспечивается формулой изобретения, согласно которой заряд выполнен в виде шашки моноблока, бронированной по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом, у которой со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки, а также удаление бронепокрытия на боковой поверхности в виде двух диаметрально противоположных пазов. Заряд выполнен бесканальным, армирован металлическими теплопроводящими элементами. Причем геометрические размеры заряда определены соотношениями

$$\mathrm{0,314}\le \frac{l}{L}\le \mathrm{0,322,}$$

$$\mathrm{0,957}\le \frac{d_1}{d}\le \mathrm{0,960,}$$

$$\mathrm{13,1}\le \frac{l}{b}\le \mathrm{13,3,}$$

где l - длина паза,

L - полная длина заряда,

d - диаметр заряда,

d₁ - диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия по

пазам,

b - ширина паза.

В особенно предпочтительном варианте выполнения заряда теплопроводящие элементы выполнены из серебряной или нержавеющей проволоки.

Изобретение иллюстрируется чертежами и примерами конкретного исполнения. На фиг.1 показан заряд согласно изобретению, на фиг.2 - кривая «давление-время» описываемого заряда.

Заряд (фиг.1) представляет собой бесканальную шашку-моноблок 1 из смесевого твердого ракетного топлива радиально-торцевого горения с диаметром d и полной длиной L, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом 2, со стороны переднего небронированного торца которой на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки с диаметром меньшего основания d₂. Заряд армирован серебряными теплопроводящими элементами 3, закрепленными в бронечехле 2, на боковой поверхности которого выполнены диаметрально противоположные пазы 4 длиной l и шириной b.

Данная конструкция заряда обеспечивает двухрежимную диаграмму тяги в однокамерном двигателе - стартовый и маршевый режим с перепадом тяги Rcт/Rм=3,6, который определяется давлением в камере двигателя на указанных режимах и временем его работы (фиг.2).

Габариты заряда: длина 825_-2 мм, диаметр 63,0_-0,6 мм, диаметр заряда, образованный после конической проточки 35,2_±1 мм, масса заряда 4,5 кг.

Примеры конкретного исполнения изобретения соответствуют данным, приведенным в пп.1-3 таблицы. Импульс и дальность в указанных примерах соответствуют предъявляемым требованиям.

Заряд работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя продукты его горения воспламеняют небронированные поверхности топливной шашки-моноблока. Геометрические характеристики небронированных поверхностей заряда, размеры пазов на боковой поверхности заряда, а также расположение в заряде металлических теплопроводящих элементов выбраны такими, что на стартовом режиме в результате радиально-торцевого горения сгорает все топливо на длине l₁, равной 545 мм, без дегрессивного остатка, и формируется фронт осевого горения с кратерной поверхностью в местах расположения металлических теплопроводящих элементов, который обеспечивает маршевый участок полета.

Высокая стартовая тяга осуществляется за счет радиально-осевого горения оголенной части заряда, маршевая тяга - в результате осевого горения армированного смесевого твердого ракетного топлива (СТРТ). За счет армированного СТРТ заряд обеспечивает высокую плотность заполнения двигателя СТРТ, так как отсутствует центральный канал, а также его высокие энергетические и эксплуатационные характеристики.

Армированное топливо защищается бронепокрытием так, что в определенное время оно горит в радиально-осевом направлении с собственной скоростью горения и затем горит с торца с местной (повышенной) скоростью горения. Это дает возможность в одном заряде иметь скорости горения, отличающиеся в 5-6 раз, то есть реализуется двухрежимная работа заряда.

Таблица - Экспериментальные данные по определению геометрических характеристик заряда №, п/п $$\frac{l}{L}$$ Полная длина заряда, L, мм Длина паза, l, мм $$\frac{d_1}{d}$$ Диаметр заряда, d, мм Диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия, d₁, мм $$\frac{l}{b}$$ Ширина паза, b, мм Полный импульс силы тяги на первом режиме работы двигателя, Н·с Наклон
ная дальность пораже
ния цели, м Максималь
ное давление в камере, Р_mах, МПа 1 0,318 825 262 0,960 63,0 60,5 13,1 20,0 5650,6 5100 14,8 2 0,315 823 259 0,959 62,4 59,9 13,1 19,8 5748,7 4950 15,1 3 0,322 824 265 0,957 62,8 60,1 13,3 19,9 5493,6 5000 14,1 4 0,316 825 261 0,960 62,7 60,2 12,9 20,1 5199,3 5100 13,4 5 0,313 825 258 0,958 62,7 60,1 14,2 20,1 4973,7 5050 12,6 6 0,324 824 267 0,958 62,8 60,2 13,4 20,0 5312,6 4700 14,3 7 0,315 823 259 0,962 63,0 60,6 13,0 19,9 5217,9 4950 14,0 8* 0,318 825 262 0,955 62,6 59,8 12,8 20,2 5866,4 4900 16,7 Примечание: * - наблюдалась повышенная отдача и повышенное шумовое воздействие при стрельбе с плеча.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты переносных зенитных ракетных комплексов. Заряд твердого ракетного топлива включает топливную шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом. Со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки. Заряд выполнен бесканальным и армирован металлическими теплопроводящими элементами. На боковой поверхности заряда удалено бронепокрытие в виде двух диаметрально противоположных пазов. Геометрические размеры заряда определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить два режима тяги заряда при минимальных массогабаритных характеристиках, а также минимальное воздействие на стрелка и высокую технологичность конструкции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

1. Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя, включающий топливную шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом, со стороны переднего небронированного торца которой на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки, отличающийся тем, что заряд выполнен бесканальным, армирован металлическими теплопроводящими элементами, и на боковой поверхности заряда удалено бронепокрытие в виде двух диаметрально противоположных пазов, при этом геометрические размеры заряда определены соотношениями
$$\mathrm{0,314}\le \frac{l}{L}\le \mathrm{0,322,}$$
$$\mathrm{0,957}\le \frac{d_1}{d}\le \mathrm{0,960,}$$
$$\mathrm{13,1}\le \frac{1}{b}\le \mathrm{13,3,}$$
где l - длина паза,
L - полная длина заряда,
d - диаметр заряда,
d₁ - диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия,
b - ширина паза.

2. Заряд по п.1, отличающийся тем, что теплопроводящие элементы выполнены из серебряной проволоки.