ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ АВИАЦИОННОЙ РАКЕТЫ
SOLID-PROPELLANT CHARGE FOR ROCKET ENGINE OF AIRCRAFT ROCKET

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно для авиационных штурмовых ракет.
При боевом применении авиационных штурмовых ракет, предназначенных для вооружения истребителей-бомбардировщиков (типа МИГ-29), необходимо обеспечить устранение отрицательного воздействия реактивной струи продуктов сгорания (ПС) ракетного двигателя на авиационный двигатель (АД) самолета-носителя, а именно: исключить либо свести к допустимому минимуму выброс твердых частиц из ракетного двигателя (дегрессивных остатков ТРТ заряда, остатков бронепокрытия заряда, представляющих опасность для эксплутационнной прочности лопаток входных колес компрессора АД), а также обеспечить минимальное воздействие факела стартующих авиационных ракет, в т.ч. в режиме «залпа», на работоспособность АД, а именно: исключить помпаж АД, за счет «засасывания» факела РДТТ стартующих ракет в воздухозаборник АД.
В части уменьшения влияния выброса твердых частиц из РДТТ техническая проблема практически решена в пат. RU 2178092 (заявка 99123147 от 11.11.99 г.), пат. RU 2298109 (заявка RU 2005 122745 от 18.07.05 г.), пат. RU 2355906 (заявка RU 2007 136853 от 04.10.07 г.).
В части уменьшения (устранения) влияния факела РДТТ на помпаж АД указанная проблема частично решена путем проектирования и внедрения в производство зарядов ТРТ и РД с учетом использования в составе рецептуры ТРТ заряда ракетного двигателя пламегасящих добавок (пат. US 2444957, RU 2185356 и др.). Однако такой способ решения указанной технической проблемы обладает существенным недостатком, а именно, сопровождается значительным снижением энергетики ТРТ (удельного импульса), что в свою очередь понижает боевую эффективность ракет (дальность стрельбы и др.).
За прототип патентуемого технического решения принята конструкция заряда по пат. RU 2178092 (заявка RU 99123147 от 1.11.1999 г., МПК F02K 9/18).
Технической задачей изобретения является разработка конструкции вкладного заряда ТРТ с пониженным отрицательным влиянием факела истекающей струи ракетного двигателя стартующих из-под фюзеляжа самолета ракет на работоспособность АД самолета-носителя и с повышенным, по сравнению с прототипом, удельным импульсом ТРТ заряда и импульса тяги РДТТ в целом.
ш
вп
K
ш
ш
Технический результат изобретения заключается в разработке вкладной конструкции заряда для ракетного двигателя авиационной ракеты в виде канальной шашки со звездообразным каналом, бронированной по боковой поверхности, при этом канал шашки выполнен в виде многолучевой звезды с равномерно чередующимися выступами и впадинами с шириной (B) и высотой (H) выступов звездообразного канала 0,25…0,30е, где , d - диаметр по боковой поверхности шашки, d - диаметр канала шашки по впадинам звездообразного профиля, e - горящий свод, причем передний торец шашки забронирован, а у заднего торца заряда выполнена коническая обточка по наружному диаметру заряда на длине L=(0,05…0,07)L, где L - длина шашки твердого ракетного топлива под углом ~18-20° к продольной оси заряда (Фиг.1, Фиг.2).
Сущность изобретения заключается в обеспечении патентуемой конструкцией заряда двухрежимности расходной характеристики ракетного двигателя за счет соответствующих зависимостей S(e), p(τ), где S - горящая поверхность заряда ТРТ, p - давление в камере сгорания (КС), а именно в виде форсажного режима и последующего в основном прогрессивного маршевого режима (Фиг.3).
ш
Сущность изобретения заключается также в обеспечении (за счет патентуемой конструкции заряда) пролета авиационной ракеты вдоль фюзеляжа самолета на форсажном режиме работы РДТТ расстояния L (Фиг.4) в течение ограниченного времени порядка ~0,15…0,30 с, применительно к существующим конструкциям современных самолетов-носителей, что обеспечивается в первую очередь толщиной и высотой выступов звездообразного профиля канала заряда в пределах 0,25…0,30e, а выполнение конической обточки у заднего торца заряда в пределах (0,05…0,07)L и под углом 18…20° к продольной оси заряда позволяет обеспечить необходимую продолжительность маршевого режима, включая «внутренний промежуточный» режим, близкий к нейтральному (Фиг.3), с переходом на маршевый прогрессивный режим горения заряда с достижением высокой полетной скорости ракеты. В течение указанного времени форсажного режима исключено засасывание факела струи РДТТ как такового (Фиг.4) в воздухозаборник АД, что обеспечивает безопасность пуска ракет для самолета-носителя. Такому режиму полета ракеты соответствует конструкция заряда (Фиг.1, Фиг.2), обеспечивающая форсажный режим работы РДТТ (Фиг.3). После прохождения ракетой (Фиг.4) сечения фюзеляжа самолета с воздухозаборниками расход продуктов сгорания (ПС) РДТТ ракеты и соответственно длина и размеры в целом факела РДТТ резко уменьшаются и влияние факела на помпаж АД практически также исключается. С удалением ракеты от самолета-носителя расход ПС РДТТ увеличивается (Фиг.3), растет тяга ракеты, увеличивается скорость, за счет чего ракеты устойчиво аэродинамически стабилизируются в полете и обеспечивают эффективное (по дальности, точности, кучности) поражение цели.
ш
Для обеспечения указанного на Фиг.3 характера кривых P(τ), R(τ) в части форсажного режима выполняют ширину (B) и высоту (H) выступов (Фиг.2) звездообразного канала не менее 0,25е, что обеспечивает необходимую минимальную продолжительность форсажного режима, и не более 0,30e, что обеспечивает допустимую максимальную продолжительность форсажного режима и безопасный для АД переход ракетой сечения фюзеляжа самолета с воздухозаборниками АД, а выполнение конической обточки на небронированном торце на длине (0,05…0,07)L и под углом 18…20°, с учетом вышеуказанных соотношений, обеспечивает требуемый нейтрально-прогрессивный маршевый режим зависимостей S(e), P(τ), R(τ).
к
а
к
а
За счет обеспечения вышеуказанного режима работы РДТТ в целом для патентуемого заряда могут быть использованы баллиститные топлива со средней и повышенной калорийностью с минимальным содержанием пламегасящих добавок и соответственно с повышенным удельным импульсом 210…220 кгс/кг, превышающим импульс прототипа (~190…200 кгс/кг) при стандартных условиях (P/P=40/1, при Т=20°C), где P - давление в камере сгорания РДТТ, P - давление на срезе сопла РДТТ.
Изобретение поясняется графическими материалами.
Фиг.1. Патентуемая конструкция заряда ТРТ
1 - шашка ТРТ
2 - боковое бронепокрытие
3 - торцевое бронепокрытие
4 - канал шашки
5 - коническая обточка заднего торца шашки
Фиг.2. Поперечное сечение патентуемой конструкции заряда
Фиг.3. Зависимости S(e), p(τ), R(τ) для патентуемой конструкции
6 - форсажный режим работы РДТТ
7 - нейтрально-прогрессивный маршевый режим работы РДТТ
Фиг.4. Взаимное расположение самолета-носителя и запускаемых из пускового блока ракет при боевом пуске ракет.
8 - пусковой блок
9 - воздухозаборник АД
10 - ракета
L - расстояние между выходным сечением сопла РДТТ (в пусковом блоке ракеты) и сечением воздухозаборника АД
ф1
L - длина факела РДТТ при форсажном режиме и на прогрессивном участке маршевого режима
ф2
L - длина факела на нейтральном участке маршевого режима
рак
υ - скорость ракеты
caм
υ - скорость самолета
Пример практической реализации патентуемой конструкции
Патентуемый заряд состоит из шашки ТРТ со звездообразным каналом, бронированной по боковой поверхности и переднему торцу.
ш
ш
K
вп
Патентуемая конструкция изготавливалась в виде опытного образца заряда из баллиститного топлива в виде цилиндрической шашки со звездообразным 6-лучевым каналом, бронированной по боковой наружной поверхности и переднему торцу. Размеры заряда составляли (Фиг.1, Фиг.2): L=544 мм, d=72,5 мм, L=28 мм, d=34 мм, В=7.5 мм, Н=7.5 мм.
Заряд работает следующим образом: воспламенитель заряда поджигается форсом электропиропатрона. Продуктами сгорания воспламенителя поджигаются небронированные поверхности заряда. Образующиеся продукты сгорания заряда (ТРТ) истекают через соплоблок РДТТ, создавая тягу ракетного двигателя, и обеспечивают необходимую скорость полета ракеты.
Положительный эффект изобретения - повышение эффективности авиационных ракет (дальности, точности, кучности стрельбы)