Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда
ROCKET ENGINE OF ROCKET-ASSISTED PROJECTILE

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов (АРС), запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, включаемых на траектории полета АРС.
Особенностью внутренней баллистики АРС является то, что давление пороховых газов метательного заряда в стволе орудия составляет несколько тысяч атмосфер (артиллерийский диапазон давлений), а рабочее давление в камере сгорания ракетного двигателя - несколько десятков атмосфер (ракетный диапазон давлений) [1]. Воздействие газов высокого давления может привести к деформации поверхности заряда ракетного двигателя, нарушению внутренней баллистики и разрушению двигателя. Для предохранения заряда топлива маршевого двигателя от воспламенения в стволе орудия в конструкциях АРС используют различные виды заглушек, установленных в сопловом блоке ракетного двигателя.
Известен ракетный двигатель артиллерийского снаряда [2], содержащий корпус с зарядом твердого топлива и соплом, установленную в нем заглушку с кольцевым выступом, контактирующим с наружной поверхностью сопла, фиксирующий ее элемент, воспламенитель и блок стабилизаторов ножевого типа. Воспламенитель размещен на заглушке в коническом корпусе и снабжен установленным со стороны среза сопла замедлителем. Стабилизаторы перекрывают торец замедлителя, а фиксирующий элемент выполнен в виде трубки, один конец которой скреплен с соплом в его критическом сечении, а другой конец снабжен выступами, охватывающими корпус воспламенителя.
Известен ракетный двигатель твердого топлива активно-реактивного снаряда [3], содержащий корпус с сопловым блоком и зарядом твердого топлива, установленную в сопловом блоке заглушку с центральным каналом, в котором размещен пирозамедлитель, и каналами в ее дне, обращенном к срезу сопла, размещенный в корпусе со стороны пирозамедлителя воспламенитель. При этом каналы в дне заглушки выполнены радиальными, на входе которых образованы криволинейные выемки.
Известен ракетный двигатель артиллерийского снаряда [4], содержащий камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, пиротехнический инициатор замедленного действия, установленный в канале сопловой заглушки. Двигатель дополнительно содержит перфорированный диск и шарик, а в заглушке со стороны среза сопла канал выполнен с расширением в сторону инициатора. Шарик помещен в полости канала, а перфорированный диск установлен между каналом и инициатором, причем отверстия в диске выполнены с диаметром, меньшим диаметра шарика.
Известен активно-реактивный снаряд [5], который содержит ракетный двигатель твердого топлива, сопловую заглушку с пирозамедлителем, заряд твердого топлива и воспламенитель. На заднем торце снаряда выполнена полузамкнутая полость, при этом замедлитель заглублен в эту полость. На торце замедлителя со стороны заднего торца снаряда установлена дроссельная шайба, выполненная, по крайней мере, с одним поперечным диаметральным пазом. Ширина паза выполнена меньшей диаметра дроссельной шайбы.
Наиболее близким по техническому решению к заявляемому изобретению является ракетный двигатель артиллерийского снаряда [6]. Двигатель содержит корпус с зарядом твердого топлива и соплом, перекрытым в выходной части конической заглушкой с воспламенителем и замедлителем. На торце стенки заглушки, обращенном к заряду, выполнен кольцевой выступ, на который с зазором относительно торца, заполненным герметизирующим составом, установлена мембрана в виде чашки с отбортовкой.
Недостатком известных технических решений является, кроме сложности конструкции большинства из них, наличие дополнительного твердотопливного заряда (замедлителя). Замедлитель инициируется пороховыми газами метательного заряда в стволе орудия и, в свою очередь, инициирует твердотопливный заряд маршевого ракетного двигателя после вылета АРС из ствола. Наличие замедлителя снижает надежность запуска ракетного двигателя из-за возможности развития нестационарного режима горения замедлителя (вплоть до его гашения) в условиях резкого сброса давления при вылете снаряда из ствола.
Техническим результатом настоящего изобретения является повышение надежности инициирования и работы маршевого ракетного двигателя активно-реактивного снаряда.
Технический результат изобретения достигается тем, что разработан ракетный двигатель активно-реактивного снаряда, содержащий камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, пиротехнический инициатор и сопловую заглушку. В критическом сечении сопла установлена прорывная мембрана, заглушка состоит из основания, крышки и закрепленного на основании полого цилиндрического стакана с перфорированным дном со стороны мембраны. В основании заглушки и дне стакана выполнены соосные отверстия, в которых установлен шток с возможностью его продольного перемещения. Шток имеет заостренный наконечник со стороны мембраны, коническое утолщение со стороны основания заглушки, сопряженное с конической выемкой в основании, и срезаемый фланец, зажатый между основанием и крышкой заглушки. На штоке внутри стакана закреплена консоль, в стакане между его дном и консолью установлена цилиндрическая пружина, охватывающая шток. Пиротехнический инициатор состоит из навески основного воспламенителя, размещенной между дном стакана и мембраной, и не менее двух капсюлей-воспламенителей, установленных на основании заглушки и сопряженных с ударниками, закрепленными на консоли. Крышка сопловой заглушки расположена в выходном сечении сопла и закреплена при помощи завальцовки с его внешней стороны, в центральной части крышки выполнено отверстие, диаметр которого равен диаметру конического утолщения штока. В камере сгорания имеется свободный объем между зарядом твердого топлива и входным сечением сопла, причем величина свободного объема камеры сгорания соответствует неравенству
,
3
где V - свободный объем камеры сгорания, м;
;
k - показатель адиабаты продуктов сгорания твердого топлива;
2
2
- приведенная сила топлива, м/с;
R - газовая постоянная продуктов сгорания твердого топлива, Дж/(кг⋅К);
p
T - адиабатическая температура горения твердого топлива при постоянном давлении, К;
т
3
ρ - плотность твердого топлива, кг/м;
т
2
S - площадь поверхности горения заряда твердого топлива, м;
1
u - скорость горения твердого топлива при атмосферном давлении, м/с;
к
р - давление вскрытия сопловой заглушки, Па;
1
р=0.1 МПа - атмосферное давление;
к
0
n=р/р - отношение давлений;
0
p - давление в камере сгорания на маршевом режиме работы ракетного двигателя, Па;
ν - показатель степени в законе скорости горения твердого топлива;
Сущность изобретения поясняется схемой ракетного двигателя активно-реактивного снаряда (Фиг. 1). Двигатель содержит корпус 1 с зарядом твердого топлива 2 и сопло, перекрытое в критическом сечении 4 прорывной мембраной 22. В диффузоре сопла 6 установлено основание заглушки 8, которое крышкой 13 с отверстием 12 при помощи завальцовки 7 крепится к выходной части диффузора 6. На основании заглушки 8 со стороны заряда 2 закреплен стакан 17, по оси которого размещен подвижный шток 19 с закрепленной на нем консолью 16. Со стороны основания заглушки 8 на консоли 16 установлены ударники 15, а со стороны заряда 2 консоль через пружину 18 опирается на дно стакана 17. На основании заглушки 8 напротив ударников 15 размещены капсюли-воспламенители 14. Между дном стакана 17 и прорывной мембраной 22 размещена навеска основного воспламенителя 20. Перфорации 5 в дне стакана 17 связывают внутреннюю полость стакана с воспламенителем 20. На штоке 19 выполнен заостренный наконечник 21 со стороны прорывной мембраны 22, коническое основание 11 со стороны основания заглушки 8, сопряженное с конической полостью 9 в основании заглушки 8, и срезаемый фланец 10, который зажат между основанием заглушки 8 и крышкой 13.
Ракетный двигатель (РДТТ) активно-реактивного снаряда работает следующим образом. При движении снаряда в стволе орудия под действием высокого давления пороховых газов метательного заряда срезается выступающий край фланца 10, а шток 19 перемещается в сторону мембраны 22. При этом коническое основание 11 штока 19 сопрягается с конической выемкой 9 в основании заглушки 8, препятствуя прорыву пороховых газов во внутреннюю полость стакана 17. При движении штока 19 пружина 18 сжимается, а наконечник 21 прорывает мембрану 22.
в
в
к
к
к
к
0
0
к
0
к
0
После вылета снаряда из орудия в момент времени t=0 (Фиг. 2) давление пороховых газов на дно снаряда резко уменьшается, при этом шток 19 под действием пружины 18 перемещается назад, открывая отверстие в прорывной мембране 22 и воздействуя ударниками 15 на капсюли-воспламенители 14. Форс пламени от капсюлей-воспламенителей 14 через перфорации 5 в стакане 17 поджигает основной воспламенитель 20. Продукты сгорания воспламенителя 20 через отверстие в прорывной мембране 22 поступают в камеру сгорания 3 ракетного двигателя и в момент времени t при значении давления в камере сгорания р (Фиг. 2) поджигают заряд твердого топлива 2. При достижении в камере сгорания заданного давления р в момент времени t (Фиг. 2) срезается завальцовка 7 крышки 13 и заглушка выталкивается из соплового блока. В камере сгорания в момент времени t (Фиг. 2) происходит сброс давления от р до рабочего давления р маршевого режима работы двигателя, которое устанавливается в момент времени t. Из Фиг. 2 следует, что для обеспечения надежного воспламенения твердотопливного заряда давление вскрытия сопловой заглушки р должно быть значительно выше рабочего давления р маршевого режима двигателя: . При р≤р сопловая заглушка вскрывается раньше момента воспламенения заряда, вследствие чего продукты сгорания воспламенителя сбрасываются через сопло.
Достижение положительного эффекта изобретения обеспечивается следующими факторами.
1. Применение ударного механизма с капсюлем-воспламенителем для инициализации горения воспламенителя вместо замедлителя, передающего горение от пороховых газов, повышает надежность работы устройства, т.к. изолирует воспламенительный состав от газов высокого давления в стволе орудия и исключает возможность отказа из-за погасания замедлителя при резких колебаниях давления и при перегрузках.
2. Размещение штока с ударным механизмом и возвратной пружиной в стакане обеспечивает их свободное перемещение и передачу пламени от капсюля-воспламенителя к основному воспламенительному составу.
3. Использование штока с заостренным наконечником позволяет легко разрушить мембрану при его поступательном движении и обеспечивает свободное истечение газов воспламенителя через разрыв мембраны при смещении штока в обратном направлении под действием пружины.
4. Коническое утолщение на штоке со стороны основания заглушки, сопряженное с конической выемкой в основании заглушки, обеспечивает плотную посадку штока в основании заглушки при его поступательном движении и предотвращает прорыв пороховых газов внутрь корпуса воспламенителя.
5. Установка прорывной мембраны в критическом сечении сопла и ее предварительное раскрытие наконечником штока устраняет образование осколков мембраны, позволяет просто и надежно загерметизировать основной воспламенительный состав.
6. Выполнение фланца на конце штока, обращенного к основанию заглушки и зажатого между основанием заглушки и крышкой, позволяет жестко зафиксировать шток от случайных перемещений и загерметизировать внутреннюю полость заглушки.
7. Для определения свободного объема камеры сгорания РДТТ рассмотрим уравнение сохранения энергии в камере РДТТ при сбросе давления [7]:
к
где р - давление в камере сгорания, соответствующее давлению вскрытия сопловой заглушки (срезания завальцовки крышки);
t - время;
k - показатель адиабаты продуктов сгорания ТРТ;
- приведенная сила топлива;
R - газовая постоянная продуктов сгорания ТРТ;
p
Т - адиабатическая температура горения ТРТ при постоянном давлении;
V - свободный объем камеры сгорания;
+
G - массовый секундный газоприход при горении ТРТ;
-
G - массовый секундный расход продуктов сгорания ТРТ через сопло.
Условие гашения твердотопливного заряда при сбросе давления в момент вскрытия сопловой заглушки определяется неравенством [8]
где параметр В зависит от типа ТРТ:
-1
В=10 с - для баллиститных ТРТ;
-1
В=120 с - для смесевых ТРТ.
+
-
Значения газоприхода G и расхода G продуктов сгорания определяются уравнениями [7]:
т
где ρ - плотность ТРТ;
т
S - площадь поверхности горения заряда твердого топлива;
1
1
u - скорость горения ТРТ при атмосферном давлении p;
ν - показатель степени в законе скорости горения ТРТ;
кр
S - площадь критического сечения сопла РДТТ;
Γ(k) - функция показателя адиабаты k, определяемая уравнением [7]
.
Подставляя (3), (4) в уравнение (1), получим
кр
0
Значение критического сечения сопла РДТТ S определяется из уравнения Бори [7] для маршевого режима РДТТ при значении рабочего давления в камере сгорания р:
Из уравнения Бори (6) следует:
Подставляя (7) в уравнение (5), получим:
Введем параметр n, равный отношению давлений
.
к
0
к
0
Заменяя в правой части (8) давление р через р с учетом этого параметра (р=nр), получим:
С учетом (10) условие гашения твердотопливного заряда при сбросе давления (2) примет вид:
Условие непогасания заряда при сбросе давления соответствует выполнению неравенства, обратного (2):
min
С учетом (10), (11) можно получить значение минимального свободного объема камеры сгорания V, при котором гашения заряда ТРТ при сбросе давления не происходит:
где параметр А включает в себя характеристики твердотопливного заряда
.
min
0
к
0
В соответствии с (12) минимальное значение V определяется характеристиками твердого топлива (параметр А), типом топлива - смесевое или баллиститное (параметр В), давлением в камере сгорания р при маршевом режиме работы РДТТ и давлением вскрытия сопловой заглушки p=np.
Примеры реализации
min
т
0
2
Проведем расчеты минимального значения свободного объема камеры сгорания РДТТ V при использовании торцевого заряда баллиститного (порох Н) и смесевого (CYN) твердых топлив в активно-реактивном снаряде калибром 150 мм (S=177 см) при значении p=4 МПа. Характеристики этих топлив приведены в таблице 1.
к
0
к
min
к
Результаты расчетов по уравнению (12) минимального значения объема камеры сгорания для этих топлив приведены на Фиг. 3 для разных значений отношения n=p/p. С повышением давления p (или, что то же, параметра n) требуется большая величина свободного объема камеры сгорания V, обеспечивающая устойчивое горение заряда при сбросе давления. Оптимальное значение величины p зависит от характеристик устойчивости горения конкретной композиции твердого топлива и определяется, как правило, экспериментально.
0
0
Результаты аналогичных расчетов, проведенных для рассмотренных топлив при разных значениях рабочего давления р в камере сгорания на маршевом режиме работы двигателя, приведены на Фиг. 4. Из графиков (Фиг. 4) следует, что с увеличением рабочего давления p от 4 до 12 МПа требуемое значение свободного объема камеры сгорания уменьшается.
min
Результаты расчетов, приведенные на Фиг. 3, 4, показывают, что при использовании смесевых твердых топлив требуется существенно меньшая величина V, чем для баллиститных составов.
Таким образом, заявляемый ракетный двигатель активно-реактивного снаряда обеспечивает достижение технического результата изобретения - повышение надежности инициирования и работы маршевого ракетного двигателя за счет автономного воспламенителя, исключения воздействия газов высокого давления метательного заряда в стволе орудия на ракетный двигатель, а также за счет обеспечения устойчивости горения заряда ракетного двигателя при вскрытии сопловой заглушки после вылета снаряда из ствола.
Источники информации
1. Серебряков М.Е. Внутренняя баллистика. М.: Оборонгиз, 1949. - 670 с.
2. Патент РФ №2021544, МПК F02K 9/08. Ракетный двигатель артиллерийского снаряда / Соколов Г.Ф., Миронов Ю.И., Беркович B.C. - Опубл. 15.10.1994 г.
3. Патент РФ №2037065, МПК F02K 9/08. Ракетный двигатель твердого топлива активно-реактивного снаряда / Соколов Г.Ф., Васина Е.А., Морозов В.Д., Кошелев Е.В. - Опубл. 09.06.1995 г.
4. Патент РФ №2059859, МПК F02K 9/08. Ракетный двигатель артиллерийского снаряда / Бабичев В.И., Алешичев И.А., Соколов Г.Ф., Родин Л.А. - Опубл. 10.05.1996 г.
5. Патент РФ №2075033, МПК F42B 10/38. Активно-реактивный снаряд / Бабичев В.И., Колотилин С.В. - Опубл. 10.03.1997 г.
6. Патент РФ №2080468, МПК F02K 9/08, F42B 10/38. Ракетный двигатель артиллерийского снаряда / Бабичев В.И., Соколов Г.Ф., Миронов Ю.И., Беркович B.C. - Опубл. 15.05.1997 г.
7. Райзберг Б.А. Основы теории рабочих процессов в ракетных системах на твердом топливе / Б.А. Райзберг, Б.Т. Ерохин, К.П. Самсонов. - М.: Машиностроение, 1972. - 383 с.
8. Присняков В.Ф. Динамика ракетных двигателей твердого топлива. Учебное пособие для ВУЗов. - М.: Машиностроение, 1984. - 248 с.
9. Шишков А.А. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива: Справочник / А.А. Шишков, С.Д. Панин, Б.В. Румянцев. - М.: Машиностроение, 1988. - 240 с.