Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ БАЛЛИСТИТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива с вкладными зарядами из баллиститных твердых топлив (БТТ) для двигателей различного функционального назначения и, в частности, для двигателей активно-реактивных систем (АРС) и противотанковых систем (ПТУРС).

Специфика работы вкладного заряда систем АРС и ПТУРС накладывает жесткие требования к его механическим, энергическим и физико-механическим характеристикам твердого ракетного топлива (ТРТ), обеспечивающим надежную работоспособность двигателя в требуемых условиях эксплуатации и боевого применения. Эти условия включают температурные перепады в процессе длительного хранения, транспортные нагрузки, воздействие осевых и радиальных перепадов давления внутри корпуса двигателя при его работе, осевые и поперечные перегрузки при полете изделия.

Конструктивная схема двигателя со свободно вложенным вкладным зарядом является классической (см., например, Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников И. Н. "Основы проектирования ракет на твердом топливе". Военное издательство М. О., М., 1968 г., стр. 38. рис. 1.35). На схеме рис. 1.35 представлен РДТТ со свободно вложенным бронированным зарядом, горящим по цилиндрическому каналу, что не может обеспечить высокую тяговооруженность двигателя (при требуемом малом времени его работы), особенно для систем АРС и ПТУРС.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), схематично представленный на фиг. 10.16 в книге А.М. Винницкого "Ракетные двигатели на твердом топливе", Машиностроение, М, 1973 г., стр. 293, который принят за прототип. Конструкция двигателя-прототипа представляет собой РДТТ с вкладным зарядом из баллиститного твердого топлива всестороннего горения, имеющим в центральном канале щелевые вырезы по всей длине заряда, что обеспечивает развитую поверхность горения, особенно в начальный момент работы двигателя и, следовательно, высокую тяговооруженность двигателя (См. фиг. 1 - прототип).

Основной недостаток конструкции двигателя, принятого за прототип, состоит в следующем. Как правило, температурный диапазон боевой работы двигателя значительно превышает естественный климатический и составляет от минус 50^oC до плюс 60^oC, поэтому имеются случаи разрушения заряда за счет недостаточного уровня механической надежности (вероятности безотказной работы по прочности) как в зоне верхнего температурного диапазона использования, так и в зоне нижнего диапазона, что в итоге приводит к частичному разрушению заряда и снижению полного импульса тяги двигателя, а в отдельных случаях даже к полному разрушению двигателя. На фиг. 2 показаны экспериментальные диаграммы "давление (тяга) - время" испытаний типового двигателя при различных температурах.

(1) + 20^oC - нормальная работа двигателя;
(2) + 60^oC - работа с частичным разрушением заряда в конце работы двигателя;
(3) - 50^oC - работа с частичным разрушением заряда в начале работы двигателя.

(4) - полное разрушение двигателя
В вариантах (2) и (3) происходит снижение суммарного импульса тяги двигателя (площадь, ограниченная кривой ≪R-τ≫) и необеспечение заданных энергетических характеристик двигателя.

Задачей изобретения является обеспечение внутрибаллистических характеристик двигателя за счет высокого уровня механической надежности заряда. Задача решается за счет того, что в ракетном двигателе твердого топлива с вкладным зарядом всестороннего горения в виде цилиндрической шашки из баллиститного твердого топлива с центральным звездообразным каналом на всю длину, работающим в широком температурном диапазоне боевого применения от минус 50^oC до плюс 60^oC, при коэффициентах концентрации напряжений в вершинах лучей заряда 1,3 ... 2,2 твердое топливо при верхней температуре боевого применения двигателя имеет стандартный модуль упругости, задаваемый в диапазоне:
2,1P_max⁺⁶⁰ ≅ E_ст⁺⁶⁰ ≅ 3,3P_max⁺⁶⁰,
где E_ст⁺⁶⁰ - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60^oC, МПа.

P_max⁺⁶⁰ - максимальное давление в двигателе при температуре 60^oC, МПа.

Конструкция заявляемого двигателя показана на фиг. 3.

Предлагаемая конструкция состоит из корпуса 1, заряда твердого топлива 2, воспламенителя 3, опорной решетки 4, сопла 5.

Обработка большого объема экспериментального материала по испытаниям систем с двигателями, содержащими вкладные заряды всестороннего горения со звездообразным каналом из различных баллиститных твердых топлив для ракет и снарядов авиационных систем, активно-реактивных систем (АРС), ПТУРС и общеармейского вооружения, показала:
1. В области нижнего интервала боевого применения (минус 50^oC ... минус 20^oC) происходит частичное разрушение шашки топлива в районе торцев заряда (сколы) из-за динамических ударов об опорные решетки при срабатывании воспламенителя, осевых и поперечных перегрузок, которые максимальны в начальный период работы двигателя рассматриваемых классов снарядов и ракет.

Сколы возникают из-за высокой жесткости топлива при низких температурах. Жесткость топлива характеризуется стандартным модулем упругости топлива

где σ - эксплуатационное напряжение в шашке, МПа;
ε_ст - деформация топлива при стандартной скорости нагружения, %.

Частичное разрушение шашки топлива и вылет топлива через сопло приводит к снижению суммарного импульса тяги двигателя.

2. В области высоких положительных температур боевого применения (+40 .. . +60^oC) частичное разрушение происходит из-за минимальной прочности топлива (минимальной жесткости, так как стандартный модуль упругости топлива связан прямой корреляционной зависимостью с прочностью топлива) и концентрации эксплуатационных напряжений в вершинах лучей звездообразного профиля. Коэффициент концентрации напряжений в вершинах лучей звездообразного профиля определяется как отношение эквивалентного эксплуатационного напряжения (σ_экв) в вершине луча к номинальному напряжению (σ_ном) в заряде с круглым каналом, радиусом, равным радиусу вершины лучей (см. И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников "Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива", Машиностроение, М. 1987 г., стр. 199).

Схема расчета коэффициента концентрации напряжений представлена на фиг. 4.

Для исследуемых в данном техническом решении конструкций зарядов коэффициент концентрации находится в диапазоне 1,3 ... 2,2. Установленный экспериментально диапазон жесткостей твердого топлива, обеспечивающий внутрибаллистические характеристики двигателя за счет высокого уровня механической надежности заряда, составляет:
2,1P_max⁺⁶⁰ ≅ E_ст⁺⁶⁰ ≅ 3,3P_max⁺⁶⁰,
где E_ст⁺⁶⁰ - стандартный модуль упругости топлива при температуре 60^oC, МПа.

P_max⁺⁶⁰ - максимальное давление в двигателе при температуре 60^oC, МПа.

Ограничение по минимально допустимой величине стандартного модуля обеспечивает требуемую работоспособность двигателя в зоне высоких температур из-за отсутствия частичного разрушения шашки топлива в конце работы двигателя. Ограничение по верхнему пределу стандартного модуля обеспечивает неразрушение шашки топлива в начальный момент работы двигателя в области отрицательных температур.

Перерасчет стандартного модуля при различных температурах производится по общепринятой формуле:
E_ст^т = Е_ст⁺²⁰ • [1 - K(T-20)],
где E_ст⁺²⁰ - стандартный модуль упругости топлива, определенный при 20^oC;
K - эмпирический коэффициент;
Т - температура боевого применения, ^oC.

Графически установленный диапазон ограничения стандартного модуля упругости иллюстрируется на фиг. 5 графиком изменения параметра - точечной оценки вероятности выполнения внутрибаллистических характеристик двигателя, которая должна быть не ниже 0,993 (правило трех сигм для нормального закона распределения).

Установленные соотношения стандартного модуля введены в техническую документацию на заряды из баллиститных твердых топлив, что позволило обеспечить требуемую надежность двигателей.