ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
ROCKET SOLID FUEL CHARGE

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) и предназначено для использования в РДТТ с высокими энергетическими характеристиками ракет систем залпового огня.
Повышение энергетических характеристик РДТТ связано с применением скрепленных зарядов из твердого топлива с высоким коэффициентом заполнения.
Известен заряд ракетного твердого топлива, содержащий последовательно расположенные топливные секции, диаметр канала которых увеличивается к соплу, скрепленные с корпусом РДТТ (см., например, А.А.Шишков и др. Рабочие процессы в РДТТ. - М., Машиностроение, 1989, с.82), принятый за аналог.
Задачей данного технического решения явилось достижение высокого значения коэффициента объемного заполнения.
Общими признаками с предлагаемым зарядом является наличие корпуса и последовательно расположенных секций, горящих по каналам и торцам.
Однако подобную конструкцию заряда отличает ввиду существенного различия поверхности горения в начальный и конечный момент горения значительное изменение давления в РДТТ, что приводит к нерациональным энергетическим потерям. Другим недостатком является аномальное повышение давления в РДТТ в начальный период работы, обусловленное деформацией входных участков секций при натекании на них струй из каналов предыдущих секций, что вызывает перекрытие входных участков каналов и значительные газодинамические потери по тракту РДТТ и соответствующее нерасчетное повышение давления.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является заряд ракетного твердого топлива по патенту 2145673 F02K 9/18, принятый за прототип. Он содержит корпус, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд, причем в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся выемка.
Принятый за прототип заряд функционирует следующим образом. После зажжения заряда горение осуществляется по торцам и осевым каналам полузарядов. За счет применения звездообразного канала головного полузаряда обеспечивается практически постоянная поверхность горения, а следовательно, и требуемая зависимость изменения давления во времени. Выполнением осесимметричной выемки на входе в канал хвостового полузаряда исключается радиальная деформация входного участка канала под действием повышенного давления на наружной поверхности консольного участка хвостового полузаряда (за счет уменьшения скорости газового потока на этом участке и повышения давления) и перекрытие канала хвостового полузаряда, а следовательно - аномальный взмыв давления в начальный период работы РДТТ. Однако, при создании зарядов из высокоэнергетических топлив, для которых характерны пониженные прочностные характеристики, были обнаружены существенные недостатки данной конструкции. Так, при огневых испытаниях РДТТ с зарядом данной конфигурации с осесимметричной выемкой из высокоэластичных топлив было установлено наличие нерасчетного увеличения давления в начальный момент работы, что объясняется повышенными деформациями входного участка хвостового полузаряда. Как показали проведенные исследования, основное влияние на напряженно-деформированное состояние и радиальную деформацию оказывает сочетание длины осесимметричной выемки и консольного (нависающего) участка хвостового полузаряда. Кроме того, у заряда данной конструкции время горения головного полузаряда, определяемое минимальным расстоянием от вершины луча в поперечном сечении головного полузаряда до точки пересечения радиуса, проходящего через свод головного полузаряда с максимальной начальной толщиной (оси симметрии выступа внутренней поверхности заряда), с защитно-крепящим слоем, значительно меньше, чем время горения хвостового полузаряда. Это приводит к незакономерному и нестабильному догоранию остатков головного и хвостового полузарядов при пониженном давлении, что вызывает существенные разбросы энергетических характеристик РДТТ, а следовательно, ухудшение точности и кучности стрельб ракетами с РДТТ данной конструкции.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции заряда, обеспечивающего практически постоянную поверхность горения и давление в РДТТ.
Общими признаками с предлагаемым авторами устройством является наличие в заряде корпуса, головного полузаряда со звездообразным каналом, хвостового полузаряда с цилиндрическим каналом с осесимметричной выемкой, торцевых манжет и защитно-крепящего слоя.
В отличие от прототипа в предлагаемом заряде звездообразный канал головного полузаряда выполнен с поперечным сечением, в котором минимальное расстояние от вершины луча до точки пересечения радиуса, проходящего через свод головного полузаряда с максимальной начальной толщиной, с защитно-крепящим слоем составляет 0,92…1,0 средней по длине хвостового полузаряда начальной толщины горящего свода, а длина осесимметричной выемки составляет (2,0…2,5)L, где L - длина консольного участка хвостового полузаряда в области переднего торца.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения явилось повышение надежности функционирования заряда с высоким объемным заполнением и снижение разбросов энергетических характеристик РДТТ.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном заряде, содержащем корпус, защитно-крепящий слой, торцевые манжеты, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом с осесимметричной выемкой, особенность заключается в том, что в нем звездообразный канал головного полузаряда выполнен с поперечным сечением, в котором минимальное расстояние от вершины луча до точки пересечения радиуса, проходящего через свод головного полузаряда с максимальной начальной толщиной, с защитно-крепящим слоем составляет 0,92…1,0 средней по длине хвостового полузаряда начальной толщины горящего свода, а длина осесимметричной выемки составляет (2,0…2,5)L, где L - длина консольного участка хвостового полузаряда в области переднего торца.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:
- выполнения звездообразного канала с поперечным сечением, в котором минимальное расстояние от вершины луча до точки пересечения радиуса, проходящего через свод головного полузаряда с максимальной начальной толщиной, с защитно-крепящим слоем составляет 0,92…1,0 средней по длине хвостового полузаряда начальной толщины горящего свода, обеспечить практически одновременное сгорание головного и хвостового полузаряда, исключив тем самым незакономерное догорание остатков полузарядов при пониженном давлении в РДТТ, а следовательно, резко снизить разбросы энергетических характеристик. При увеличении указанного расстояния свыше 1,0 средней по длине толщине горящего свода хвостового полузаряда уменьшаются размеры луча звезды, т.е. поверхность горения головного полузаряда уменьшается, что нарушает постоянство давления в РДТТ. При уменьшении указанного расстояния менее 0,92 увеличивается масса догорающих остатков головного полузаряда, что резко увеличивает разбросы энергетических характеристик;
- выполнения осесимметричной выемки с длиной, составляющей (2,0…2,5)L, где L - длина консольного участка хвостового полузаряда в области переднего торца, исключить значительные радиальные деформации входного участка хвостового полузаряда из высокоэластичных топлив и тем самым - частичное перекрытие входного участка канала хвостового полузаряда, а следовательно, аномальный взмыв давления в начальный период работы. При уменьшении относительной длины выемки менее 2,0 появляется вероятность радиальных деформаций входного участка хвостового полузаряда, частичного перекрытия канала хвостового полузаряда и аномального взмыва давления (за счет сокращения длины выемки с пониженными скоростями газового потока и повышенного давления). При увеличении длины выемки более 2,5 - нерационально уменьшается плотность заполнения.
Приведенные соотношения обладают общностью, так как справедливы для класса топлив, применяемых в РДТТ реактивных снарядов.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».
Сущность изобретения заключается в том, что в заряде ракетного топлива, содержащем корпус, защитно-крепящий слой, торцевые манжеты, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом с осесимметричной выемкой, звездообразный канал головного полузаряда выполнен с поперечным сечением, в котором минимальное расстояние от вершины луча до точки пересечения радиуса, проходящего через свод головного полузаряда с максимальной начальной толщиной, с защитно-крепящим слоем составляет 0,92…1,0 средней по длине хвостового полузаряда начальной толщины горящего свода, а длина осесимметричной выемки составляет (2,0…2,5)L, где L - длина консольного участка хвостового полузаряда в области переднего торца.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен предлагаемый заряд с частичным вырезом, а на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1.
1
2
3
Предлагаемый заряд содержит корпус 1, защитно-крепящий слой 2, головной полузаряд со звездообразным каналом 3, торцевые манжеты 4, хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом 5 с осесимметричной выемкой 6. Звездообразный канал головного полузаряда 3 выполнен с поперечным сечением, в котором минимальное расстояние (L) от вершины луча до точки пересечения радиуса ОА, проходящего через свод головного полузаряда 3 с максимальной начальной толщиной (оси симметрии выступа поверхности головного полузаряда 3), с защитно-крепящим слоем 2 составляет 0,92…1,0 средней по длине хвостового полузаряда 5 начальной толщины горящего свода (L), а длина осесимметричной выемки 6 (L) составляет (2,0…2,5)L, где L - длина консольного участка хвостового полузаряда 5 в области переднего торца.
Предложенный РДТТ функционирует следующим образом. После зажжения головного полузаряда 3 и хвостового полузаряда 5 продукты сгорания движутся по каналам полузарядов 3 и 5. За счет предложенного выполнения длины осесимметричной выемки 6 обеспечивается отсутствие существенных радиальных деформаций входного участка хвостового полузаряда 5 при применении высокоэластичных высокоэнергетических топлив, что исключает вероятность аномального подъема давления в начальный момент работы РДТТ. За счет предложенного выполнения головного полузаряда 3 обеспечивается практически одинаковое время горения головного 3 и хвостового 5 полузарядов, чем достигается одновременность сгорания головного 3 и хвостового 5 полузарядов и тем самым резко снижаются разбросы энергетических характеристик, вызванные догоранием остатков полузарядов 3 и 5 при пониженном давлении.
Выполнение заряда твердого топлива в соответствии с изобретением позволило повысить надежность функционирования зарядов с высоким объемным заполнением и снизить разбросы энергетических характеристик РДТТ.
Изобретение может быть использовано при разработке зарядов твердого топлива для ракетных двигателей ракет различных классов, в том числе ракет реактивных систем залпового огня.
Указанный положительный эффект подтверждается огневыми стендовыми и летными испытаниями зарядов, выполненных в соответствии с изобретением, в составе двигателей ракет.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены испытания зарядов, налажено серийное производство.