ЗАРЯД СТАРТОВОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
CHARGE OF BOOSTER ENGINE

Предлагаемое изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым в противотанковых гранатометах и штурмовом оружии.
Заряды этого класса представляют собой, как правило, пучок тонкостенных пороховых трубок, скрепленных в единый блок и склеенных с передним дном двигателя (Фиг.1).
Воспламенение таких зарядов осуществляется либо со стороны сопла ракетного двигателя, либо со стороны центрального канала порохового пучка посредством осевого воспламенительного устройства, представляющего собой перфорированную металлическую трубку с наполнителем из зерненого дымного пороха, пиротехнических или пороховых зерен и их смесей.
Эффективность воспламенительного устройства повышается в случае использования в составе осевого воспламенительного устройства комбинированной навески, обеспечивающей как воспламенение основного заряда, так и сопровождение процесса его горения до конца процесса, включая дожигание остатков. При этом предпочтительно воспламенительный состав и сопроводитель разместить раздельно, без смешивания.
Известна, например, дожигательная камера по заявке 94036383/02 от 28.09.1994 г. (опубликовано 20.07.1997) - см. Фиг.2.
В указанной камере предварительно сжигается мелкозерненая навеска, расположенная в отдельной полости 2, которая поджигает пороховые шашки 5, продукты горения которых зажигают основной заряд и сопровождают его горение на переходном режиме. Такая конструкция обеспечивает безотказность воспламенения, но не улучшает энергетических параметров основного заряда.
Предлагаемая конструкция имеет целью, сохраняя эффект стабилизации параметров горения от выстрела к выстрелу, свойственный для комбинированных воспламенителей, дополнительно улучшить эффективность основного заряда по энергетическим характеристикам.
Предлагаемый вариант отличается от прототипа более простой конструкцией и решением не одной, а двух задач: 1 - обеспечение стабильного воспламенения основного заряда (как у прототипа), 2 - обеспечение более полного сгорания основного заряда (см. Фиг.1).
В связи с этим предлагается заряд для стартового ракетного двигателя реактивной гранаты, содержащий пучок тонкостенных пороховых трубок, скрепленных с передним дном двигателя, и расположенную в канале порохового пучка металлическую перфорированную трубку, заполненную воспламенительным составом, с размещенным внутри трубки электрозапалом, в котором воспламенительная навеска состоит из двух равных частей в виде мелкой и крупной фракции порохов одинаковой или разной природы, расположенных последовательно по длине внутри воспламенительной трубки и разделенных стационарной газопроницаемой перегородкой, а электрозапал размещен у переднего дна двигателя в центре группирования отверстий перфорации трубки.
Предпочтительно суммарная площадь отверстий перфорации в 2,0-2,5 раза больше площади внутреннего сечения воспламенительной трубки, а диаметр отверстий перфорации более чем в 1,2 раза меньше размера частиц (зерен) крупной фракции.
Размер частиц крупной фракции при использовании порохов различной природы обеспечивает их полное сгорание за время не более 0,8 времени горения основного заряда.
Указанная цель достигается за счет того, что основной воспламенитель 6 (мелкая фракция) и сопроводитель 7 (крупная фракция) расположены в едином корпусе перфорированной трубки 4, разделены несгораемой газопроницаемой перегородкой 5 и доставляют продукты своего горения в канал основного заряда ракетного двигателя раздельно во времени:
а) основной воспламенитель 6 срабатывает от электрозапала 8, зажигает заряд 1 и выводит его на стационарный режим; давление в камере сгорания ракетного двигателя при стационарном режиме превышает давление внутри воспламенительной трубки в 5-10 раз и «запирает» выход продуктов горения сопроводителя на весь период горения основного заряда;
б) истечение продуктов горения сопроводителя 7 происходит в период спада давления в камере ракетного двигателя и направлено в ту часть заряда 1, где остались недогоревшие остатки, которые без обдува газами и твердыми частицами сопроводителя затухают при спаде давления и их энергия не используется. Прирост за счет дожигания достигает 4-5% по начальной скорости гранаты.
Такая последовательность горения воспламенителя и заряда достигается за счет следующих конструктивных факторов.
1. Расположения перфорации на трубке воспламенителя только в зоне размещения навески мелкой фракции, что дает возможность исключить высокие давления в трубке и избежать разрушений основного заряда (см. Фиг.3-4).
2. Размещения электрозапала в центре навески мелкой фракции напротив отверстия перфорации, что также способствует ликвидации продольных волн давления внутри трубки осевого воспламенительного устройства.
3. Наличия газопроницаемой перегородки 5 между мелкой и крупной фракциями, проходы в которой меньше размера зерен крупной фракции, что не допускает их попадания в зону мелкой фракции в начальной стадии горения.
4. Газопроницаемая (при горении) перегородка между мелкой и крупной фракциями позволяет использовать пороха различной природы, снимая вопрос их взаимодействия при длительном хранении.
5. Диаметр отверстий перфорации воспламенительной трубки более чем 1,2 раза меньше размера зерен крупной фракции, что замедляет начало их выброса из трубки осевого воспламенительного устройства в камеру ракетного двигателя.
6. Выбор суммарной площади отверстий перфорации, в 2,0-2,5 раза превышающей площадь поперечного сечения трубки осевого воспламенительного устройства, снижает уровень давления в струе истекающих из отверстий трубки газов, что предотвращает разрушение пороховых трубок основного заряда и вырыв их из узла крепления с дном ракетного двигателя.
7. Размер зерен крупной фракции подбирается таким образом, чтобы зерна сгорали в течение 0,7-0,8 времени работы двигателя.
Указанные отличия обеспечивают заявляемому изобретению соответствие критерию «новизна», увеличивают начальную скорость гранат, улучшают стабильность баллистических характеристик порохового заряда (разброс начальных скоростей и давлений в группе выстрелов), снижают температурный перепад начальных скоростей, а следовательно, обеспечивают соответствие заявляемого изобретения критерию «изобретательский уровень» (см. таблицу 1). Достижение положительного эффекта на предлагаемой конструкции подтверждается также результатами баллистических испытаний в объеме более 300 выстрелов на заводе-изготовителе, а также более 800 испытаний в составе комплекса (см. таблицу 1).
Заряд отрабатывался на ФКП «КГ КПЗ», г. Казань, баллистические испытания проводились на полигонах ФКП «КГ КПЗ» и ФГУП «ГНПГ «Базальт», г. Москва.
Таблица 1
Результаты сравнительных испытаний зарядов с воспламенителем известной и предлагаемой конструкций
Вид конструкции
<img file="00000001.tif" he="20" wi="25" img-content="undefined" img-format="tif" />
Давление при 50°С, МПа
Начальная скорость гранаты, м/с
Температурный перепад
<img file="00000002.tif" he="13" wi="38" img-content="undefined" img-format="tif" />
15°С
50°С
минус 40°С
V
r<sub>v</sub>
Известная конструкция, 30 отв. равномерно по длине
обр. 1/06К (25 шт.)
<img file="00000003.tif" he="12" wi="9" img-content="undefined" img-format="tif" />
55,4
127,5
2,5
137,0
113,5
18,5
обр. 2/06К (32 шт.)
<img file="00000004.tif" he="12" wi="9" img-content="undefined" img-format="tif" />
59,5
129,1
2,3
140,8
116,2
19,1
Предлагаемая конструкция, 18 отв. ⌀ 4 мм у переднего дна
<img file="00000005.tif" he="12" wi="11" img-content="undefined" img-format="tif" />
54,0
131,0
1,5
139,4
118,7
15,8
<img file="00000006.tif" he="12" wi="11" img-content="undefined" img-format="tif" />
54,3
130,5
1,2
139,5
119,1
15,4
<img file="00000007.tif" he="12" wi="11" img-content="undefined" img-format="tif" />
55,4
131,1
0,8
139,7
119,4
15,3
<img file="00000008.tif" he="12" wi="11" img-content="undefined" img-format="tif" />
54,2
131,8
1,1
139,1
118,8
15,5
Из представленных данных видно, что предлагаемая конструкция увеличила начальную скорость гранаты на 2,2%, снизила разброс в группе выстрелов в 2,1 раза, уменьшила температурный перепад начальной скорости на 3,3% и стабилизировала его величину.