СПОСОБ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ ОЦЕНКИ БЕЗОПАСНОСТИ ПУСКА АВИАЦИОННОЙ РАКЕТЫ С ВКЛАДНЫМ ЗАРЯДОМ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
METHOD OF EXPERIMENTAL ESTIMATION OF LAUNCHING AIRCRAFT MISSILE WITH SOLID PROPELLANT CHARGE

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при экспериментальной оценке безопасности пуска авиационных ракет (АР).
Ракеты, оснащенные ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ), широко распространены в современной технике. См. «Теория ракетного двигателя на твердом ракетном топливе» (Я.М.Шапиро, Г.Ю.Мазинг, Н.Е.Прудников, М., 1966). При этом одним из главных требований, предъявляемых к РДТТ авиационных ракет, является их совместимость с силовой установкой авиационного двигателя (АД) самолета-носителя, в том числе с допустимой массой твердых частиц - дегрессивных остатков (ДО) топлива заряда, метаемых из камеры сгорания двигателя ракет в конце работы (выхлоп).
Для неуправляемых авиационных ракет залпового огня (калибром ~ 80 мм) применяют в основном канальные конструкции зарядов ТРТ всестороннего горения на баллиститной основе (вкладного типа). Такие заряды (патент RU 2178092 от 10.01.2002 г.) проще по конструкции и экономичнее в изготовлении по сравнению с зарядами из смесевого твердого ракетного топлива (СТТ), прочно скрепленных с камерой сгорания ракетного двигателя.
Однако вкладные заряды на баллиститной основе обладают такими недостатками, как выброс твердых частиц в конце работы («выхлоп»).
Технической задачей изобретения является разработка способа экспериментальной оценки безопасности пуска авиационных ракет с вкладным зарядом твердого ракетного топлива, что позволяет определять безопасность отработки как ракет, РДТТ, так и авиационного двигателя.
Технический результат изобретения заключается в способе экспериментальной оценки безопасности пуска авиационных ракет, оснащенных РДТТ с вкладным зарядом твердого ракетного топлива, включающий летное испытание ракеты с наземной пусковой установки в условиях полигона, подбор частиц несгоревшего топлива заряда на протяжении активного участка траектории полета ракеты (Фиг.1), сортировку частиц по массе и последующее метание нормированных частиц топлива заряда в воздухозаборник закрепленного на стенде авиационного двигателя (Фиг.2), работающего в режиме реального полета самолета, после чего производят измерение глубины забоин на лопатках турбинных колес компрессора авиационного двигателя, оценивают их допустимые величины расчетным путем и назначают в технической документации на заряд ТРТ допустимые нормы по массе выбрасываемых частиц из РДТТ.
Сущность патентуемого изобретения заключается в фактической экспериментальной оценке массы выбрасываемых реальных частиц ТРТ заряда в процессе полета ракеты и оценки их прямого действия на работоспособность АД, что позволяет установить допустимые нормы выброса частиц топлива заряда из РДТТ авиационной ракеты.
Патентуемое изобретение поясняется на фигурах:
Фиг.1 - схема подбора дегрессивных остатков заряда ТРТ ракеты:
1 - пусковая установка;
2 - ракета;
3 - дегрессивные частицы заряда ТРТ;
4 - брезентовые полотнища.
Фиг.2 - схема метания дегрессивных остатков заряда ТРТ в компрессор АД:
5 - емкость с нормированными ДО топлива заряда;
6 - заслонка;
7 - лопатки турбокомпрессора АД;
8 - АД.
Патентуемый способ реализуется в следующем виде (Фиг.1): заряд ТРТ снаряжают в РДТТ ракеты (2), ракету устанавливают в наземную пусковую установку (1) (аналог пускового блока самолета-носителя), осуществляют пуск ракеты (2), после чего подбирают на заранее выстланных брезентовых полотнищах (4) дегрессивные остатки (ДО) (частицы) ТРТ (3), сортируют (нормируют) их по массе и с учетом нормированности частиц осуществляют (Фиг.2) их вброс из емкости (5) за счет открытия заслонки (6) при работающем АД на лопатки турбинных колес (7) компрессора АД (поз. 8), закрепленного на стенде и работающего в условиях реального режима при полете самолета. После чего устанавливают допустимую (максимальную) массу отдельных частиц (ДО) заряда для конкретного типа АД самолета.
В процессе проведения экспериментов установлено, что допустимая максимальная масса выбрасываемых отдельных частиц (дегрессивных остатков заряда из баллиститного топлива) находится в пределах 1,3…2,0 г в зависимости от типа АД самолета-носителя ракет.
Положительный результат изобретения - повышение безопасности пуска ракет из-под фюзеляжа самолета-носителя за счет обоснованного назначения допустимой массы выбрасываемых из ракетного двигателя дегрессивных частиц заряда твердого ракетного топлива с обеспечением нормированных частиц требуемой конструкцией заряда.