Результат интеллектуальной деятельности: Заряд ракетного твердого топлива

Изобретение относится к военной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) ракет реактивных систем залпового огня.

Одной из основных задач, решаемых при создании зарядов ракетного топлива, является обеспечение надежности их функционирования. Решение данной задачи представляет значительные трудности, особенно для зарядов большого относительного удлинения двигателей снарядов реактивных систем залпового огня ввиду требования обеспечения высоких энергетических характеристик при эксплуатации в широком температурном диапазоне, что вызывает необходимость использования высокоэнергетических высокоэластичных топлив. Функционирование зарядов из высокоэластичных топлив сопровождается существенными радиальными деформациями каналов зарядов, что приводит к локальному частичному перекрытию их проходных сечений, а следовательно, к аномальному росту давления. Для зарядов, содержащих головной и хвостовой полузаряды, максимальные радиальные деформации наблюдаются в области входного участка канала хвостового полузаряда (что объясняется наличием перепада давления между межзарядным объемом и входным участком) и в области соплового торца хвостового полузаряда (что объясняется в основном перепадом давления по длине хвостового полузаряда).

Известна конструкция заряда ракетного твердого топлива, содержащая корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом (см. патент РФ №2145674 от 10.06.99 авторов Макаровца Н.А. и др.).

Задачей данного технического решения явилась разработка заряда ракетного твердого топлива с высокими энергетическими характеристиками.

Общими признаками с предлагаемым зарядом ракетного твердого топлива являются наличия в нем корпуса, торцевых манжет, защитно-крепящего слоя, головного полузаряда со звездообразным каналом и хвостового полузаряда с цилиндрическим каналом.

Однако данная конструкция заряда ракетного твердого топлива имеет недостатки, основным из которых являются значительные радиальные деформации канала хвостового полузаряда в области входа в канал и выхода из канала, достигающие при увеличении плотности заполнения топливом недопустимых значений, что приводит к аномальному росту давления.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату является заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом (см. патент РФ №2145673 от 25.05.99 авторов Макаровца Н.А. и др.), принятый авторами за прототип.

Как видно из этого технического решения, в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная выемка и ограничена длина консольного соплового участка хвостового полузаряда.

Известный заряд работает следующим образом. После зажжения заряда продукты сгорания движутся к сопловому торцу заряда. Введение в конструкцию заряда указанной осесимметричной выемки и ограничения длины консольного соплового участка хвостового полузаряда обеспечивает работоспособность заряда. Однако при использовании в данной конструкции заряда высокоэластичных топлив с относительно низкими прочностными характеристиками и, в первую очередь, модуля упругости, радиальные перемещения поверхности канала хвостового полузаряда в области входного участка канала и в области соплового торца резко увеличиваются, что приводит к аномальной работе заряда. Кроме этого, при применении современных топлив с высокой температурой горения ввиду разности начальных толщин горящих сводов по длине головного и хвостового полузарядов (что обусловлено технологическими особенностями) фронт горения на отдельных участках выходит на поверхность защитно-крепящего слоя при одновременном догорании остатков полузарядов на других участках при высокой температуре, что также снижает надежность работы заряда ввиду возможности прогара корпуса.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции заряда, обеспечивающую работоспособность заряда из топлив, обладающих относительно высокими прочностными характеристиками и, в первую очередь, высокими значениями модуля упругости и сравнительно невысокими температурами продуктов сгорания.

Общими признаками с предлагаемым зарядом ракетного твердого топлива являются наличия в нем корпуса, торцевых манжет, защитно-крепящего слоя, головного полузаряда со звездообразным каналом и хвостового полузаряда с цилиндрическим каналом с осесимметричной выемкой и консольным сопловым участком.

В отличие от прототипа в предлагаемом заряде площадь проходного сечения входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда составляет 1,00...1,25 площади выходного сечения звездообразного канала головного полузаряда, разность начальных толщин горящего свода головного полузаряда по длине звездообразного канала, а также разность начальных толщин горящего свода хвостового полузаряда по длине цилиндрического канала составляет 1,5...3,5 средней толщины защитно-крепящего слоя, а значение стандартного модуля упругости топлива полузарядов при верхней предельной температуре применения выбрано в пределах (0,08...0,30 кгс/см³)·L, где L - длина полузаряда.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны во всех случаях, достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение надежности функционирования зарядов из высокоэластичных топлив с высокой температурой горения.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном заряде ракетного твердого топлива, содержащем корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, особенность заключается в том, что в нем площадь проходного сечения входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда составляет 1,00...1,25 площади выходного сечения звездообразного канала головного полузаряда, разность начальных толщин горящего свода головного полузаряда по длине звездообразного канала, а также разность начальных толщин горящего свода хвостового полузаряда по длине цилиндрического канала составляет 1,5...3,5 средней толщины защитно-крепящего слоя, а значение стандартного модуля упругости топлива полузарядов при верхней предельной температуре применения выбрано в пределах (0,08...0,30 кгс/см³)·L.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет:

- выполнения площади проходного сечения входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда, равной 1,00...1,25 площади выходного сечения звездообразного канала головного полузаряда, обеспечить практическое равенство скоростей и статических давлений газового потока в выходном сечении звездообразного канала, межзарядном объеме (с учетом наличия рециркуляционных зон) и входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда, чем достигается допустимо низкий уровень радиальных деформаций канала хвостового полузаряда и отсутствие аномального режима работы, что повышает надежность работы заряда;

- выполнения головного и хвостового полузарядов с разностью начальных толщин горящего свода головного полузаряда по длине звездообразного канала, а также разностью начальных толщин горящего свода хвостового полузаряда по длине цилиндрического канала составляющей 1,5...3,5 средней толщины защитно-крепящего слоя обеспечить надежное функционирование за счет достижения необходимого теплового режима корпуса заряда с учетом различия времен выгорания горящего свода, обусловленной разностью начальных толщин горящего свода по длине полузарядов и догорания частей заряда с обтеканием защитно-крепящего покрытия высокотемпературными продуктами сгорания;

- выполнения топлива заряда со стандартным модулем упругости топлива полузарядов при верхней предельной температуре в пределах (0,08...0,30 кгс/см³)·L обеспечить приемлемый уровень деформаций соплового участка хвостового полузаряда, обусловленный в основном осевым перепадом давления, пропорциональным длине хвостового полузаряда, следствием чего является отсутствие аномальной работы заряда и обеспечение надежности функционирования.

Учитывая, что энергетические и баллистические характеристики топлив изменяются в достаточно узком диапазоне, а также практически одинаковую плотность заполнения зарядов современных ракет и наличие подобия геометрических размеров зарядов, данные соотношения обладают необходимой общностью.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию "новизна".

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию "изобретательский уровень".

Сущность изобретения заключается в том, что в заряде ракетного твердого топлива, содержащем корпус, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, согласно изобретению площадь проходного сечения входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда составляет 1,00...1,25 площади выходного сечения звездообразного канала головного полузаряда, разность начальных толщин горящего свода головного полузаряда по длине звездообразного канала, а также разность начальных толщин горящего свода хвостового полузаряда по длине цилиндрического канала составляет 1,5...3,5 средней толщины защитно-крепящего слоя средней толщины защитно-крепящего слоя, а значение стандартного модуля упругости топлива полузарядов при верхней предельной температуре применения выбрано в пределах (0,08...0,30 кгс/см³)·L.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен продольный разрез заряда.

Предлагаемый заряд ракетного твердого топлива содержит корпус 1, торцевые манжеты 2, защитно-крепящий слой 3, головной полузаряд со звездообразным каналом 4, хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом 5. Площадь проходного сечения (А-А) входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда 5 составляет 1,00...1,25 площади выходного сечения (Б-Б) звездообразного канала головного полузаряда 4. Разность начальных толщин горящего свода (e_{1, Г}) головного полузаряда 4 по длине звездообразного канала, а также разность начальных толщин горящего свода (e_{1, Х}) хвостового полузаряда 5 по длине цилиндрического канала составляет 1,5...3,5 средней толщины (δ) защитно-крепящего слоя 3, а значение стандартного модуля упругости топлива полузарядов 4, 5 при верхней предельной температуре применения выбрано в пределах (0,08...0,30 кгс/см³)·L.

Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом. После зажжения заряда продукты сгорания движутся по каналам полузарядов 4, 5 к сопловому срезу заряда. Под действием осевого перепада давления происходит деформация полузарядов, в том числе и радиальные перемещения точек поверхностей каналов полузарядов 4, 5 к их оси. За счет выполнения площади проходного сечения (А-А) входного участка цилиндрического канала хвостового полузаряда 5 равной 1,00...1,25 площади выходного сечения (Б-Б) звездообразного канала головного полузаряда 4, разности начальных толщин горящего свода (e_{1, Г}) головного полузаряда 4 по длине звездообразного канала, а также разности начальных толщин горящего свода (e_{1, Х}) хвостового полузаряда 5 по длине цилиндрического канала равной 1,5...3,5 средней толщины (δ) защитно-крепящего слоя 3, и применение топлива полузарядов 4, 5 со значением стандартного модуля упругости при верхней предельной температуре применения в пределах (0,08...0,30 кгс/см³)·L, обеспечивается минимизация радиальных перемещений точек поверхности каналов полузарядов 4, 5 к оси полузарядов 4, 5 и исключения за счет этого аномального возрастания давления, чем обеспечивается надежность функционирования зарядов из высокоэластичных топлив с высокой температурой горения.

Выполнение заряда ракетного твердого топлива в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежность функционирования зарядов с высокой плотностью заполнения из высокоэластичных топлив с высокой температурой горения.

Изобретение может быть использовано при разработке различных зарядов ракетного твердого топлива, в том числе для двигателей ракет реактивных систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены государственные испытания, намечено серийное производство.