ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАЗГОННО-МАРШЕВОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ
SOLID PROPELLANT CHARGE FOR CONTROLLED ROCKET ACCELERATION SUSTAINER

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
<mrow><mn>0,314</mn><mo>≤</mo><mfrac><mi>l</mi><mi>L</mi></mfrac><mo>≤</mo><mn>0,322,</mn></mrow>
<mrow><mn>0,957</mn><mo>≤</mo><mfrac><mrow><msub><mi>d</mi><mn>1</mn></msub></mrow><mi>d</mi></mfrac><mo>≤</mo><mn>0,960,</mn></mrow>
<mrow><mn>13,1</mn><mo>≤</mo><mfrac><mi>l</mi><mi>b</mi></mfrac><mo>≤</mo><mn>13,3,</mn></mrow>
где l - длина паза,
L - полная длина заряда,
d - диаметр заряда,
1
d - 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.
2
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 d. 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).
-2
-0,6
±1
Габариты заряда: длина 825 мм, диаметр 63,0 мм, диаметр заряда, образованный после конической проточки 35,2 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.
1
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 l, 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
<maths num="4"><math display="block"><mrow><mfrac><mi>l</mi><mi>L</mi></mfrac></mrow></math><img file="00000004.tif" he="12" wi="5" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
Полная длина заряда, L, мм
Длина паза, l, мм
<maths num="5"><math display="block"><mrow><mfrac><mrow><msub><mi>d</mi><mn>1</mn></msub></mrow><mi>d</mi></mfrac></mrow></math><img file="00000005.tif" he="12" wi="6" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
Диаметр заряда, d, мм
Диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия, d<sub>1</sub>, мм
<maths num="6"><math display="block"><mrow><mfrac><mi>l</mi><mi>b</mi></mfrac></mrow></math><img file="00000006.tif" he="12" wi="4" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
Ширина паза, b, мм
Полный импульс силы тяги на первом режиме работы двигателя, Н·с
Наклонная дальность поражения цели, м
Максимальное давление в камере, Р<sub>mах</sub>, 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.