Результат интеллектуальной деятельности: ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ЗАРЯД ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении зарядов из твердого ракетного топлива (ТРТ) к ракетным двигателям (РД), предпочтительно в составе авиационных ракет, установленных под крылом (фюзеляжем) самолета носителя.

Известны конструкции-аналоги зарядов ТРТ и РД для авиационных ракет по патентам: RU 2298109 С2, 27.04.2007; US 3017744 А, 23.01.1962; FR 2380529 A1, 08.09.1978; RU2133368 C1, 20.07.1999; RU 2164616 C1, 27.03.2001, GB 963490 A, 08.07.1964; RU 2355906, 20.05.2009.

Особенностью указанных конструкций является максимальное предотвращение вылета остатков (фрагментов) заряда из сопла ракетного двигателя, т.к. вылет частиц заряда представляет опасность для работы авиационного двигателя (АД). Засасывание ненормированных частиц заряда в воздухозаборник АД может привести к недопустимым повреждениям (разрушению) лопаток газотурбинных колес воздушного компрессора АД (аварийной ситуации).

В качестве аналога для патентуемого изобретения принято техническое решение по патенту RU 2355906. По патенту-аналогу конструктивными мероприятиями ограничен выброс остатков заряда, что исключает аварийные ситуации при пусках ракет. Однако недостатком аналога является допустимость фактического воздействия нормированных остатков топливного заряда в виде частиц массой не более 1,5 г на лопатки входных колес компрессора АД, что снижает эксплуатационную надежность АД за счет накопленной повреждаемости лопаток.

За прототип патентуемого изобретения принято изобретение по пат. RU 2298109. Конструкция заряда-прототипа (Фиг.1) выполнена в виде твердотопливной шашки (1) с центральным сквозным каналом, бронированным передним торцом (5) и частично забронированной боковой поверхностью в виде чередующихся продольных бронирующих полос (4) вдоль боковой поверхности (3) малой ширины (не более 0,2е).

Конструкция прототипа, при соблюдении условия:

S_пол≥S_о-χ_пор·F_св, где

S_пол - суммарная площадь бронирующих полос;

S_o - площадь горения заряда без бронирующих полос;

χ_пор - пороговое значение параметра проф. Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива;

F_св - площадь свободного прохода газов у соплового торца,

позволяет обеспечить пониженное значение максимального давления (Р_мах) в камере сгорания (КС) РД, за счет снижения эрозионного эффекта в начальный период горения заряда, с практическим исключением дегрессивного остатка топлива в конце работы РД. При этом в конструкции заряда-прототипа, при использовании в составе авиационных ракет, предусмотрены мероприятия по обеспечению безопасности и эксплуатационной надежности АД - путем скрепления продольных бронирующих полос (4) с бронепокрытием переднего торца (5) заряда, что частично предотвращает вылет полос или их фрагментов из КС. Однако такое техническое решение приемлемо только для зарядов со сравнительно невысокими газодинамическими нагрузками в КС ракетного двигателя. Для зарядов большого удлинения, в силу высоких газодинамических нагрузок (осевой и радиальный перепады давления в КС) и полетных осевых и боковых перегрузок, воздействующих на заряд и его элементы при боевом применении, не исключается разрушение и выброс раскрепленных с телом частично выгоревшей (6) продольных бронирующих полос (4), либо их существенных фрагментов, из КС ракетного двигателя (Фиг.2). Нормирование массы выбрасываемых остатков продольных бронеполос (пат. RU 2355906 - аналог), за счет реализации прерывистости полос, лишь частично решает указанную проблему.

Технической задачей патентуемого изобретения является создание конструкции заряда ТРТ для РД авиационной ракеты, обеспечивающей высокую эксплуатационную надежность АД и безопасность боевого применения ракет для самолета-носителя.

Технический результат изобретения заключается в выполнении твердотопливного заряда (Фиг.3) для ракетного двигателя в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом, с бронированным передним торцом и частично забронированной боковой наружной поверхностью, в виде чередующихся продольных полос вдоль боковой поверхности шашки, примыкающих к бронепокрытию переднего торца, длиной 0,1…1,0 длины заряда и шириной не более 0,2е, где е - толщина горящего свода заряда. При этом продольные бронирующие полосы скреплены между собой равномерно чередующимися круговыми бронирующими полосами по периметру боковой поверхности шашки шириной не более 0,2е. Круговые бронирующие полосы выполнены из того же бронематериала, что и продольные бронирующие полосы, а суммарная площадь круговых и продольных бронирующих полос соответствует соотношению:

S_пол≥S_o-χ_пор·F_св, где

S_пол - суммарная площадь бронирующих полос;

S_o - площадь горения заряда без бронирующих полос;

χ_пор - пороговое значение параметра проф. Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива;

F_св - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда.

Нанесение бронирующих полос осуществляют намазкой кистью раствора полиметилакрилата и коллоксилина в ацетоне с использованием шаблона (пат. RU 2298109).

Изобретение поясняется графическими материалами.

Фиг.1. Конструкция заряда-прототипа (с продольными бронеполосами).

Фиг.2. Общий вид конструкции прототипа после выгорания топлива у бронирующих полос.

Фиг.3. Конструкция патентуемого заряда.

Фиг.4. Общий вид конструкции патентуемого заряда после выгорания топлива у бронирующих полос.

Фиг.5. Бронекаркас.

На Фиг.1, 2, 3, 4, 5 обозначены:

1 - твердотопливная шашка;

2 - канал шашки;

3 - боковая поверхность шашки;

4 - продольные бронирующие полосы;

5 - бронепокрытие переднего торца;

6 - частично выгоревшая шашка;

7 - круговые бронирующие полосы.

Сущность изобретения заключается (Фиг.3) в обеспечении повышенной жесткости и прочности бронекаркаса (Фиг.4, Фиг.5), за счет его реализации в виде жесткой решетчатой конструкции: продольных бронирующих полос (4) и скрепленных с ними круговых бронирующих полос (7) по периметру твердотопливной шашки (1), что обеспечивает его неразрушаемость (целостность) в КС ракетного двигателя в течение всего времени работы РД и полностью исключает выброс фрагментов бронепокрытия через сопло РД и их отрицательное влияние на работу АД.

При этом количество продольных бронирующих полос и круговых бронирующих полос подбирается, как из условия сохранения прочности (неразрушаемости) бронекаркаса в целом, так и обеспечения требуемого уровня максимального давления (Р_мах) в КС ракетного двигателя.

Повышение жесткости и прочности бронекаркаса обеспечивается не только за счет решетчатой конструкции, а также за счет применения в бронесоставе полиметилакрилата и коллоксилина, обеспечивающих высокие механические характеристики бронепокрытия.

Принятая в патентуемом изобретении конструктивная схема бронирования - сочетание круговых и продольных бронеполос малой ширины и их количества значительно расширяет возможности регулирования уровня Р_мах в РДТТ.

Заряд работает следующим образом. После воспламенения заряда происходит горение небронированных поверхностей заряда параллельными слоями. За счет малой ширины полос обеспечивается их минимальное влияние на нейтральный характер зависимости «давление-время» на рабочем участке. При этом освобожденные от частично выгоревшей шашки продольные (4) и круговые (7) бронирующие полосы образуют неразрушающийся в КС решетчатый бронекаркас (Фиг.4, Фиг.5).

Положительный эффект изобретения - повышение эффективности и надежности работы АД и расширение возможностей регулирования уровня максимального давления в начальный период работы РД с обеспечиванием близкой к нейтральной зависимости «давление-время» на основном участке работы РД.