Результат интеллектуальной деятельности: ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении вкладных зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) и ракетных двигателей, преимущественно для управляемых ракет (УР).

Известны конструкции вкладных зарядов ТРТ для ракетных двигателей различного назначения, обеспечивающие за счет особенностей своей конструкции нейтральный, прогрессивный, ступенчатый и др. режимы работы двигателя, и соответствующую кривую "тяга-время": Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е. "Теория ракетного двигателя на твердом топливе", М., 1965 г., стр.42-45, рис.2.1-2.8; PROF. DR. WALDEMAR WOLFF "Einfuhrung in die Ballistik - Raketen und Raketenballistik", Deutscher Militarverlag, Berlin, 1968, стр.100-104, рис. (Bild) 3.19, 3.20, 3.24, 3.25-3.27.

Одной из наиболее важных проблем при разработке ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) для УР, оснащенных сложной аппаратурой управления, является обеспечение близкой к нейтральной (постоянной по времени) зависимости "тяга-время" (фиг. 1). Для таких ракет в процессе полета необходимо свести к минимуму ударные нагрузки, источником которых может служить работающий ракетный двигатель. Перемещение заряда ТРТ значительной массы (100-150 кг) относительно камеры сгорания двигателя при запуске даже на 15... 20 мм (обусловленных допусками их геометрических размеров и температурными усадками топливного блока в пределах диапазона эксплуатации) может служить реальной причиной выхода из строя аппаратуры управления ракеты. Постоянство тяги РДТТ во времени, как известно, можно обеспечить, используя конструкцию заряда в виде цилиндрической шашки с центральным каналом, бронированной по торцам (см. , например, в источнике М.Баррер, А.Жоммот, Б.Фрейс де Вебеке, Ж. Ванденкеркхове, "Движение ракет", М., 1959 г., стр.117, Фиг.4.1 - прототип).

Однако конструкции зарядов такого типа применительно к управляемым ракетам обладают рядом недостатков.

1. При использовании высокоэнергетических, высокотемпературных топлив необходимая толщина применяемых для защиты торцов бронематериалов достигает 8. . . 10 мм и более, что приводит к уменьшению топлива в объеме заряда на 1,5-3,0% и соответственно к уменьшению суммарного импульса тяги и тяговооруженности двигателя.

2. РДТТ с зарядами всестороннего горения обеспечивают, как известно, высокий уровень перегрузок (до 150-200 ед.); кроме того, за счет высоких скоростей газовых потоков, омывающих заряд, возникает большой осевой перепад давления по длине заряда, следствием чего являются значительные нагрузки на опорный торец заряда и существенные деформации торцевого бронематериала (его сминание, раздавливание), что может привести к нерасчетной работе двигателя.

3. Наличие зазоров между зарядом и опорной решеткой двигателя приводит (при запуске двигателя) к реализации ударной нагрузки на ракету в целом, что негативно сказывается на работе аппаратуры управления.

Технической задачей изобретения является создание конструкции вкладного заряда ТРТ к управляемой ракете, обеспечивающего, с одной стороны, нейтральную зависимость R(t) и обладающего повышенной эксплуатационной надежностью (уменьшенными ударными нагрузками при запуске двигателя), с другой стороны, улучшенными выходными характеристиками по суммарному импульсу тяги.

Технический результат изобретения заключается в повышении надежности работы двигателя и ракеты в целом, в повышении выходных характеристик двигателя по суммарному импульсу тяги.

Указанная техническая задача решается путем использования в конструкции заряда твердого топлива для ракетного двигателя управляемой ракеты, включающего топливную шашку с центральным каналом и торцевые бронировки, двухслойных торцевых бронировок, при этом внутренний слой бронировки, примыкающий к топливу, выполнен из материала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу, например линолеума, а внешний слой - из огнезащитного материла с высокой демпфирующей способностью, например асболавсановой ткани.

В сопловой оконечности заряда со стороны его наружной поверхности может быть выполнена коническая фаска с размерами, удовлетворяющими соотношению L/D= 0,2. . . 0,3, где L - длина конического участка, D - диаметр заряда на сопловом торце.

На головном торце заряда может быть выполнена коническая фаска, по размерам соответствующая фаске на сопловом торце.

На фигурах обозначено:
Фиг.1. Диаграмма "тяга-время"
R - тяга двигателя;
τ - время.

Фиг.2. Общий вид патентуемой конструкции
1 - твердотопливная шашка;
2 - внутренний слой торцевой бронировки;
3 - внешний слой торцевой бронировки.

Фиг.3. Диаграмма "давление-время"
4 - вариант заряда с конической фаской;
5 - вариант заряда без конической фаски;
Фиг. 4. Вариант размещения заряда патентуемой конструкции внутри ракетного двигателя
6 - заряд ТРТ;
7 - корпус ракетного двигателя;
8 - опора.

По патентуемому техническому решению (фиг.2) внутренний слой (2) торцевой бронировки, примыкающий к топливной шашке (1) и скрепленный с ним, выполняется из известных бронематериалов, например линолеума, а внешний слой (3), скрепляемый с внутренним - из термостойкого и огнестойкого материала с повышенной демпфирующей способностью, например асболавсановой ткани. Введение в конструкцию торцевой бронировки асболавсановой ткани позволяет реализовать "эффект армирования" линолеумной бронировки, максимально сохранить ее геометрические размеры при воздействии температурных и газодинамических нагрузок в работающем двигателе. Слоем асболавсановой ткани толщиной 1,0... 1,2 мм гасится (демпфируется) ударная нагрузка, действующая (фиг.4) на заряд (6) и опору (7) в момент запуска двигателя. При этом сохраняются необходимая толщина основного слоя бронировки (линолеума) и огнезащитные свойства асболавсанового слоя, что гарантирует устойчивую и надежную работу РДТТ в рабочем режиме. Дополнительно частичная разгрузка заряда от осевых нагрузок (осевой перегрузки и перепада давления по длине заряда) в патентуемой конструкции осуществляется за счет выполнения наружной поверхности заряда у соплового торца конической (фиг.2). Экспериментально установлено, что с этой целью оптимальное соотношение между длиной конического участка (L) и диаметром заряда (D) на сопловом торце должно быть в пределах L/D=0,2...0,3. Это позволяет существенно уменьшить осевой перепад давления по длине заряда (и нагрузку на опорный торец заряда при запуске) и соответственно устранить эффект эрозионного горения топлива и сопровождающего его всплеска давления в камере сгорания (фиг.3). Отклонение от указанного соотношения по нижнему пределу не позволяет снизить до допустимых пределов начальный пик давления и соответственно максимальную нагрузку, действующую на опорный торец заряда, а отклонение по верхнему пределу ведет к существенному уменьшению суммарного импульса тяги.

Для безусловного исключения неправильного снаряжения заряда в ракетный двигатель (конической поверхностью в головную часть двигателя, что при боевом применении может привести к разрыву двигателя) целесообразно выполнить аналогичную коническую фаску и в головной части заряда (фиг.2, вариант).

Эффективность изобретения экспериментально оценивалась на заряде со следующими основными характеристиками:
- твердотопливная шашка вкладного типа из баллиститного топлива;
- температура продуктов сгорания топлива 2800К;
- габариты заряда: длина 750 мм, наружный диаметр 350 мм, диаметр канала 75 мм;
- масса 110 кг;
- материал бронировки:
внутренний слой - линолеум толщиной 3...4 мм;
внешний слой - асболавсановая ткань толщиной 1 мм;
- конический участок у соплового торца заряда длиной 75 мм с выходом на диаметр 300 мм.

Изготовление заряда осуществляли из топливной массы методом шнекового прессования. Скрепление торцевых бронировок с топливом (и между собой) осуществлялось с использованием известных клеящих составов.