Пороховой аккумулятор давления для минометной схемы разделения ступеней ракеты в полете

Настоящее техническое решение относится к вопросу конструирования порохового аккумулятора давления для минометной схемы разделения ступеней ракеты в полете.

Известен пороховой аккумулятор давления, содержащий корпус, соосно закрепленный на переднем днище предшествующей (отработавшей) ступени ракеты, и осевое расходное критическое отверстие которого помещено в цилиндрическом стакане с боковыми отверстиями, многошашечный заряд твердого топлива с прогрессивной поверхностью горения, расположенный между опорными решетками, воспламенитель и пиропатрон (см., например, «Научно-технический сборник «Труды МИТ», том 8, часть 1, Москва, 2006 г., ст. «Применение твердотопливных двигателей специального назначения для разделения ступеней ракетно-космических систем» авторы B.C. Мухамедов, В.Г. Кобцев, с. 235-244, рис. 5 «Типовая конструкция ПАД с рассекателем»).

Корпус порохового аккумулятора давления (ПАД) снабжен замкнутой наружной перфорированной оболочкой.

При срабатывании газогенератора продукты сгорания твердотопливного заряда через центральное расходное отверстие и боковые окна заполняют объем между корпусом газогенератора и перфорированной оболочкой. Давление в указанном объеме падает по сравнению с давлением в камере сгорания пропорционально увеличению суммарной площади отверстий (перфорации) по сравнению с площадью расходного отверстия. Размельченные газовые струи при движении от перфорации к соплу теряют свою кинетическую энергию за счет влияния друг на друга и создают как бы газовое облако с одинаковыми параметрами в нем, что равномерно нагружает сопло внутренним давлением, и при движении ракеты в соединительном отсеке после разрыва узла связи газ из сопла перетекает в пространство между соплом и обтюратором соединительного отсека.

Недостаток приведенной конструкции ПАДа состоит в том, что в нем не обеспечивается минимальная масса ПАДа (наличие перфорированной оболочки), не обеспечивается минимальное газодинамическое воздействие на сопло двигателя стартующей ступени при разделении, не обеспечивается гарантированно требуемая прогрессивная диаграмма давления p(τ) в камере сгорания твердотопливного заряда.

Особенностью таких газогенераторов является малое время работы (≈ 0,2…0,3 с) и обеспечение прогрессивного расхода газа при давлении в корпусе ПАДа после выхода на режим от ≈ 50 кг/см² до 200…250 кг/см² без провалов давления, обеспечивающего равномерное нагружение конструкции при раздвижке отработавшей и запускаемой ступеней ракеты (p≈2 кг/см²).

Учитывая, что в таких ПАДах используется твердотопливный заряд, состоящий из комплекта одинаковых канальных бронированных по наружной поверхности баллиститных шашек с массой комплекта от 1 до 4 кг, важно обеспечить расчетную требуемую прогрессивную диаграмму давления p(τ) в ПАДе. Эта задача решается применением пакета шашек с плотной укладкой (7, 19 или 37 шашек в комплекте) с центральным каналом горения ~ 6…10 мм и длиной шашек L_ш составляющих L≈(8…10)d_н, где d_н - наружный диаметр шашки. Проблема обеспечения расчетного закона скорости горения шашек заключается в том, что в горящих по каналу шашках наблюдается аномальное или резонансное горение (см., например, кн. «Ракетные двигатели» авт.М. Баррер, А. Жомотт, Б.Ф. Вебек, Ж. Вандеркеркхове. Гос. НТИ «Оборонгиз», Москва, 1962 г., гл. 6.8, с. 352-356), которое можно устранить, поставив вдоль оси канала стержни или плоские отражательные перегородки.

Задача изобретения - рационально использовать энергию твердотопливного заряда минимальной массы для создания постоянного давления в соединительном отсеке при разделении ступеней ракеты и повысить надежность конструкции за счет снижения ударного газодинамического воздействия на сопло двигателя при разделении ступеней ракеты.

Указанная задача решается тем, что ПАД, осевое расходное критическое отверстие которого находится внутри полости цилиндрического стакана с боковыми отверстиями, многошашечный заряд твердого топлива с прогрессивной поверхностью горения, расположенный между опорными решетками, воспламенитель и пиропатрон, дно стакана выполнено в виде конусообразного термостойкого рассекателя, на наружной поверхности которого установлен куполообразный отражатель продуктов сгорания заряда в направлении обратном движению ракеты, причем площадь кольцевой щели (S_щ) между наружной поверхностью корпуса и внутренней стенкой на срезе отражателя связана с площадью расходного осевого критического отверстия корпуса (σ_кр) соотношением 100σ_кр>S_щ>10δ_кр, а суммарная площадь боковых отверстий стакана (S_ст) определяется соотношением 0,1S_щ>S_ст>1,15σ_кр.

Каждая шашка заряда выполнена с продольными равномерно расположенными по поверхности цилиндрического канала ребрами, при этом высота ребра h_p и ширина ребра δ_р составляют h_p≈δ_р≈(0,2…0,3)d_кан, где d_кан - диаметр цилиндра канала шашки.

Предложенная конструкция ПАДа поясняется чертежами.

На фиг. 1 - показан ПАД, установленный на уводимой ступени ракеты.

На фиг. 2 - показан твердотопливный заряд.

На фиг. 3 - показаны графики рабочего давления р(τ) в ПАДе (расчет (пунктир) и ожидаемый опыт).

ПАД (фиг. 1) закреплен на отделяемой ступени 1 на опорном каркасе 2, корпус 3 ПАДа выполнен из жаропрочной стали и соединен с опорным каркасом 2, например, сваркой, твердотопливные шашки 4 на наружной цилиндрической поверхности имеют термостойкое бронирующее покрытие 5 и расположены между опорными решетками 6 и 7. На корпусе 3 имеется осевое расходное отверстие 8 диаметром d_к, вокруг которого закреплен стакан 9 с дном, соединенным с куполообразным отражателем 10. На дне стакана 9 закреплен конусообразный термостойкий рассекатель 11 (для улучшения разворота потока газов от заряда твердого топлива). На боковой стенке стакана 9 выполнены одинаковые отверстия 12 суммарной площадью S_ст, равной S_ст=n⋅σ_отв, где σ_отв - площадь одного отверстия (12) стакана 9, а n - число отверстий 12, которое выбирается из условия прочности конструкции стакана 9 и уменьшения поперечных сечений единичных струек газа, объединяющихся в объеме куполообразного отражателя 10 в единую кольцевую струю, что обеспечивает равномерность параметров (давления, скорости газового потока) в выходном (кольцевом) сечении отражателя 10 площадью S_щ.

На фиг. 1 указана пунктиром ширина L кольцевой щели, из которой истекают продукты сгорания твердотопливного заряда. Кольцевая щель L для потока газов ограничена внутри диаметром на срезе отражателя D_отр и наружным диаметром D_гг на корпусе 3. Площадь S_щ кольцевой щели L связана с площадью критического сечения 8 соотношением 100σ_кр>S_щ>10σ_кр, а суммарная площадь отверстий стакана 9 S_ст находится в пределах 0,1S_щ>S_ст>1,15σ_кр, что обеспечивает дозвуковое истечение газов на выходе из стакана 9. Такое соотношение площадей кольцевой струи S_щ и критического сечения σ_кр обеспечивает существенное падение давления и уменьшает перепад давления от среза отражателя до давления в межступенном отсеке до докритического уровня, что обеспечивает дозвуковые скорости течения газов в объеме соединительного отсека.

Корпус 3 соединен с крышкой 12, в которой установлен воспламенитель 13, например, из крупнозернистого пороха, в держателе 14, соединенном с опорной решеткой 6. По оси корпуса 3 в крышке 12 установлен пиропатрон 15, например, ЭВП-19. На фиг. 2 показано сечение корпуса 3 с шашками 4, размещенными по принципу плотной укладки. В каждой шашке 4 выполнен профилированный осевой канал диаметром d_кан с продольными равномерно расположенными по окружности канала ребрами 16, при этом высота ребра h_p и ширина ребра δ_р составляют h_p≈δ_р≈(0,2…0,3)d_кан.

При срабатывании ПАДа продукты сгорания твердотопливного заряда с прогрессивной поверхностью горения устремляется через отверстия в сопловой решетке 7 в центральное отверстие 8 корпуса 3, а далее на конусообразном термостойком рассекателе 11 разворачиваются и через окна 12 стакана 9 по куполообразному отражателю 10 устремляются в кольцевую щель L между внутренней стенкой на срезе отражателя и наружной поверхностью корпуса 3 к донной части уводимой (отработавшей ступени I), создавая необходимое постоянное давление в соединительном отсеке для раздвижки ступеней ракеты, и обеспечивая существенно меньшее ударное газодинамическое воздействие на днище отработавшей ступени.

На фиг. 3 представлены графики давления газов в корпусе 3 ПАДа: расчетное p(τ)_расч и ожидаемое опытное давление p(τ)_оп. Из сравнения графиков видно, что при ≈ равенстве импульсов давления J_p как расчетного, так и опытного, за счет специфики горения шашек ожидается понижение уровня давления до ≈ середины полного времени работы τ_оп от расчетного τ_расч, и повышение уровня давления во второй части работы ПАДа. Повышение давления может составлять ≈ 20…30% от расчетного. Что благоприятно влияет на плавность раздвижки ступеней, т.к. компенсируются потери импульса при движении и охлаждении рабочего газа.

Использование предложенного технического решения позволяет упростить конструкцию ПАДа, уменьшить пассивную массу конструкции и стабилизировать прогрессивную диаграмму давления р(т), исключив влияние резонансного горения твердотопливных шашек заряда.