Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда

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

,

где V - свободный объем камеры сгорания, м³;

;

k - показатель адиабаты продуктов сгорания твердого топлива;

- приведенная сила топлива, м²/с²;

R - газовая постоянная продуктов сгорания твердого топлива, Дж/(кг⋅К);

T_p - адиабатическая температура горения твердого топлива при постоянном давлении, К;

ρ_т - плотность твердого топлива, кг/м³;

S_т - площадь поверхности горения заряда твердого топлива, м²;

u₁ - скорость горения твердого топлива при атмосферном давлении, м/с;

р_к - давление вскрытия сопловой заглушки, Па;

р₁=0.1 МПа - атмосферное давление;

n=р_к/р₀ - отношение давлений;

p₀ - 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.

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_в при значении давления в камере сгорания р_в (Фиг. 2) поджигают заряд твердого топлива 2. При достижении в камере сгорания заданного давления р_к в момент времени t_к (Фиг. 2) срезается завальцовка 7 крышки 13 и заглушка выталкивается из соплового блока. В камере сгорания в момент времени t_к (Фиг. 2) происходит сброс давления от р_к до рабочего давления р₀ маршевого режима работы двигателя, которое устанавливается в момент времени t₀. Из Фиг. 2 следует, что для обеспечения надежного воспламенения твердотопливного заряда давление вскрытия сопловой заглушки р_к должно быть значительно выше рабочего давления р₀ маршевого режима двигателя: . При р_к≤р₀ 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]:

где р_к - 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;

Т_p - 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:

В=10 с^-1 - для баллиститных ТРТ;

В=120 с^-1 - для смесевых ТРТ.

Значения газоприхода G₊ и расхода G_- продуктов сгорания определяются уравнениями [7]:

где ρ_т - плотность ТРТ;

S_т - площадь поверхности горения заряда твердого топлива;

u₁ - скорость горения ТРТ при атмосферном давлении p₁;

ν - показатель степени в законе скорости горения ТРТ;

S_кр - площадь критического сечения сопла РДТТ;

Γ(k) - функция показателя адиабаты k, определяемая уравнением [7]

.

Подставляя (3), (4) в уравнение (1), получим

Значение критического сечения сопла РДТТ S_кр определяется из уравнения Бори [7] для маршевого режима РДТТ при значении рабочего давления в камере сгорания р₀:

Из уравнения Бори (6) следует:

Подставляя (7) в уравнение (5), получим:

Введем параметр n, равный отношению давлений

.

Заменяя в правой части (8) давление р_к через р₀ с учетом этого параметра (р_к=nр₀), 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):

С учетом (10), (11) можно получить значение минимального свободного объема камеры сгорания V_min, при котором гашения заряда ТРТ при сбросе давления не происходит:

где параметр А включает в себя характеристики твердотопливного заряда

.

В соответствии с (12) минимальное значение V_min определяется характеристиками твердого топлива (параметр А), типом топлива - смесевое или баллиститное (параметр В), давлением в камере сгорания р₀ при маршевом режиме работы РДТТ и давлением вскрытия сопловой заглушки p_к=np₀.

Примеры реализации

Проведем расчеты минимального значения свободного объема камеры сгорания РДТТ V_min при использовании торцевого заряда баллиститного (порох Н) и смесевого (CYN) твердых топлив в активно-реактивном снаряде калибром 150 мм (S_т=177 см²) при значении p₀=4 МПа. Характеристики этих топлив приведены в таблице 1.

Результаты расчетов по уравнению (12) минимального значения объема камеры сгорания для этих топлив приведены на Фиг. 3 для разных значений отношения n=p_к/p₀. С повышением давления p_к (или, что то же, параметра n) требуется большая величина свободного объема камеры сгорания V_min, обеспечивающая устойчивое горение заряда при сбросе давления. Оптимальное значение величины p_к зависит от характеристик устойчивости горения конкретной композиции твердого топлива и определяется, как правило, экспериментально.

Результаты аналогичных расчетов, проведенных для рассмотренных топлив при разных значениях рабочего давления р₀ в камере сгорания на маршевом режиме работы двигателя, приведены на Фиг. 4. Из графиков (Фиг. 4) следует, что с увеличением рабочего давления p₀ от 4 до 12 МПа требуемое значение свободного объема камеры сгорания уменьшается.

Результаты расчетов, приведенные на Фиг. 3, 4, показывают, что при использовании смесевых твердых топлив требуется существенно меньшая величина V_min, 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.