ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ АВИАЦИОННОЙ РАКЕТЫ
ROCKET SOLID PROPELLANT FUEL CHARGE FOR AIRCRAFT MISSILE ENGINE

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) и ракетных двигателей (РД) предпочтительно в составе авиационных ракет, установленных под крылом (фюзеляжем) самолета - носителя.
Известны конструкции (аналоги) зарядов ТРТ и ракетных двигателей (РД) для авиационных ракет по пат.RU 2178092, RU 2221159, RU 2211352, заявки RU 2005126281 от 18.08.2005 г., RU 2005140461 от 23.12.05 г.
Особенностью указанных конструкций, наряду с традиционными требованиями, является максимальное предотвращение вылета остатков (фрагментов) заряда из сопла ракетного двигателя как в процессе его работы на начальном и основном рабочем участке, так и в конце горения заряда. Вылет частиц (фрагментов) заряда представляет опасность для работы авиационного двигателя (АД). Выбрасываемые частицы заряда засасываются в воздухозаборник АД и могут привести к недопустимым повреждениям (либо разрушению) лопаток газотурбинных колес компрессора АД.
Как показали натурные эксперименты с метанием нормированных по массе частиц баллиститного топлива и бронепокрытия во входную часть диффузора реактивных авиационных двигателей (АД) при массе частиц более 1,5 г велика вероятность получения забоин (углублений) на лопатках входных колес компрессора существенной глубины, представляющей опасность для дальнейшей эксплуатации АД.
Поэтому у всех конструкций зарядов-аналогов предусматриваются конструктивные мероприятия по максимальному уменьшению (исключению) выброса частиц заряда: в конструкциях по пат. RU 2178092 эта задача решается путем оптимального профилирования поперечного сечения заряда; в конструкции по пат. RU 2221159, заявке RU 2005126281 от 18.08.2005 г. (положит. решение ФИПС от 16.01.07) - за счет скрепления переднего торца заряда всестороннего горения с днищем ракетного двигателя; в конструкции по пат. RU 2298109 - за счет скрепления частично бронированного заряда с передним днищем двигателя - как непосредственно шашки ТРТ, так и примыкающих к переднему бронированному торцу шашки боковых бронирующих полос. Последнее изобретение - по пат. RU 2298109 - принято авторами за прототип.
Конструкция прототипа (Фиг.1, Фиг.2) обеспечивает необходимую высокую тяговооруженность заряда ТРТ и ракетного двигателя (РД), надежность работы РД за счет снижения максимального давления в камере сгорания (КС) в начальный период и обеспечивает безопасность работы АД за счет предотвращения вылета остатков бронепокрытия через сопло РД. Указанный эффект достигается путем скрепления боковых бронирующих полос с бронепокрытием переднего торца заряда. Однако такое техническое решение приемлемо только для зарядов со сравнительно невысокими газодинамическими нагрузками в КС ракетного двигателя. Для зарядов большого удлинения, в силу высоких газодинамических нагрузок (осевой и радиальный перепад давления в КС) и полетных осевых и боковых перегрузок, воздействующих на заряд и его элементы при боевом применении, не исключается разрушение и выброс раскрепленных с телом заряда за счет выгорания твердого топлива (Фиг.2) боковых бронирующих полос либо их существенных фрагментов из КС ракетного двигателя. Масса такой полосы может достигать 20…25 г (при длине заряда 1500 мм, ширине полос 5 мм, толщине полос 0,2 мм, плотности бронепокрытия 1,3…1,5 г/см), что на порядок и более превышает допустимую массу выбрасываемых частиц для ракет, устанавливаемых на самолетах-носителях (при имеющихся экспериментальных оценках).
Технической задачей изобретения является создание конструкции заряда ТРТ для РД авиационной ракеты, обеспечивающей высокую эффективность РД и безопасность боевого применения ракеты для самолета-носителя.
Технический результат изобретения заключается в создании заряда ТРТ для ракетного двигателя авиационной ракеты, при этом заряд выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой поверхностью в виде чередующихся продольных бронирующих полос вдоль наружной боковой поверхности длиной 0,1…1,0 длины заряда и шириной не более 0,2 е, где е - толщина горящего свода заряда, при этом суммарная площадь бронирующих полос соответствует соотношению:
пол
0
пор
св
S>S-χ·F,
пол
где S - суммарная площадь бронирующих полос;
0
S - площадь поверхности горения заряда;
пор
χ - пороговое значение параметра проф. Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива;
св
F - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда, а бронирующие полосы выполнены прерывистыми по длине заряда с интервалом прерывистости 1,0-2,0 мм и обеспечением массы разделенных прерывистостью секций бронеполосы не более 1,5 г.
Сущность изобретения заключается в заранее запрограммированном нормировании массы выбрасываемых остатков заряда (в рамках настоящего патента - материала бронепокрытия), а именно ограничением их массы величиной не более 1,5 г. Выполнение указанного условия обеспечивается прерывистостью бронирующих полос (Фиг.3). Последнее достигается путем соответствующего конструктивного оформления шаблона при нанесении бронирующих полос (за счет наличия перемычек в шаблоне шириной 1,0…2,0 мм в прорезях шаблона). При этом нижний предел прерывистости бронирующих полос (1 мм) гарантирует их фактическую дискретность (разделение), а верхний предел (2 мм) обусловлен минимальным влиянием на характер нейтральной кривой зависимости "давление - время" на рабочем участке ракетного двигателя.
Изобретение поясняется графическими материалами.
Фиг 1. Конструкция прототипа.
1 - шашка ТРТ;
2 - канал;
3 - наружная боковая поверхность;
4 - бронирующие полосы;
5 - текущие поверхности горения заряда, обусловленные наличием бронирующих полос;
6 - поверхность горения заряда на рабочем режиме.
Фиг 2. Общий вид конструкции прототипа (остатка бронепокрытия) после выгорания ТРТ у бронирующих полос.
Фиг 3. Патентуемая конструкция.
7 - участки разделения бронирующих полос.
Патентуемая конструкция заряда (Фиг.3) включает шашку ТРТ (1), оснащенную сквозным центральным каналом (2), наружная боковая поверхность (3) которой покрыта бронирующими полосами (4). Бронирующие полосы выполнены прерывистыми по длине с участками разделения (7).
Заряд работает следующим образом. После воспламенения заряда происходит горение небронированных поверхностей заряда параллельными слоями. За счет малой ширины бронирующих полос (Фиг 4) обеспечивается их минимальное влияние на нейтральный характер зависимости "давление - время" в КС ракетного двигателя, с одновременным обеспечением приемлемого (допустимого) уровня максимального давления КС (пат. RU 2298109). При этом освобожденные от тела шашки секции бронирующих полос покидают КС с гарантированной массой, не превышающей 1,5 г.
Положительный эффект изобретения - повышение эффективности и безопасности боевой эксплуатации авиационных ракет, оснащенных РД с зарядами ТРТ.
Приведем пример практической реализации патентуемой конструкции (Фиг.3). Топливная шашка (1) выполнена из баллиститного ТРТ. Бронирование заряда осуществлялось в соответствии с пат. RU 2298109. Разрыв бронирующих полос выполнялся в пределах 1,0…2,0 мм, при этом длина «секции» бронирующей полосы составляла ~ 100 мм.
При проведении огневого стендового испытания заряда с подбором остатков заряда, выбрасываемых из сопла, максимальный размер частиц не превысил 1,2 г.