Результат интеллектуальной деятельности: ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЁРДОГО ТОПЛИВА

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к зарядам ракетного твердого топлива двигателей управляемых реактивных снарядов с гиперзвуковыми скоростями полета, и может найти применение в дальнобойных противотанковых управляемых ракетах (ПТУР) и зенитных управляемых ракетах (ЗУР) ближнего радиуса действия.

Основным направлением повышения энергетических характеристик двигателей гиперзвуковых ракет является применение зарядов с максимально возможным коэффициентом объемного заполнения камеры сгорания, работоспособных в условиях быстро нарастающих осевых перегрузок при малом времени работы двигателя и позволяющих производить запуск ракет с легких боевых машин, находящихся в движении.

Известен заряд для двигателей реактивных систем залпового огня (РСЗО), описанный в патенте RU 2145674, 7 F 02 К 9/18 (опубл. 20.02.2000 г., бюл. 5), принятый авторами за прототип. Он содержит корпус, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом, хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, диаметр которого меньше наружного диаметра лучей головного полузаряда, и торцевые манжеты.

Задачей данного изобретения являлось повышение объемного заполнения камеры сгорания при сохранении значений разбросов выходных характеристик и критериев надежности в заданном диапазоне применения.

Заряд, принятый за аналог, работоспособен в условиях значительных осевых перегрузок, возникающих в полете, за счет разделения на два полузаряда и повышения тем самым прочности в зоне скрепления топлива с защитно-крепящим слоем и корпусом, а также на поверхности канала. Сохранение заданных значений разбросов выходных характеристик достигается за счет того, что догорание остатков головного полузаряда происходит при высоком давлении, которое обеспечивается увеличивающейся поверхностью канала хвостового полузаряда, относительная толщина свода которого больше относительной толщины свода головного полузаряда.

Однако заряд подобной конструкции имеет развитую начальную поверхность горения, образуемую поверхностями звездообразного и цилиндрического полузарядов, а также наружной поверхностью консольного участка хвостового полузаряда. Это приводит к тому, что при зажжении заряда двигатель развивает значительный уровень тяги, что допустимо для неуправляемых снарядов РСЗО, но неприемлемо для малогабаритных гиперзвуковых ПТУР и ЗУР с оптико-электронной лучевой командной системой управления, запускаемых с легких боевых машин. При запуске таких ракет продукты сгорания заряда, истекая из двигателя и создавая высокую тягу, воздействуют на боевую машину с чрезмерными нагрузками, недопустимыми в первую очередь для оптико-электронных приборов управления, антенн, радиолокаторов и соседних транспортно-пусковых контейнеров, установленных на машине. При этом обстрел целей несколькими ракетами одновременно становится невозможен, что снижает эффективность всего комплекса. Указанные обстоятельства делают невозможным применение подобных зарядов в двигателях малогабаритных гиперзвуковых ПТУР и ЗУР с оптико-электронной лучевой командной системой управления, запускаемых с легких боевых машин.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является заряд смесевого твердого топлива стартовых ускорителей ракеты-носителя "Титан-3С", принятый авторами за прототип. Он содержит корпус с защитно-крепящим слоем и пять центральных секций с бронированными передними торцами и коническим каналом (А. А. Шишков. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1974, с. 62). Заряд, принятый за прототип, обеспечивает максимально возможный коэффициент объемного заполнения камеры сгорания и обеспечивает работоспособность двигателя ракеты-носителя при высоких осевых перегрузках, возникающих в процессе полета, за счет разделения на секции и выполнения канала секций коническим. Так как температурный диапазон применения заряда в составе двигателя ракеты-носителя ограничен, то обеспечиваются приемлемые разбросы выходных характеристик двигателя.

Однако, при применении заряда в широком температурном диапазоне эксплуатации, ввиду различия толщины горящего свода секций и перепада давления по длине такого заряда значительная массовая доля остатков догорает при пониженном давлении. Это приводит к недопустимым для отделяемых стартовых двигателей гиперзвуковых ПТУР и ЗУР разбросам выходных параметров в широком температурном диапазоне эксплуатации. Наличие открытых торцов секций обеспечивает постоянство поверхности горения в процессе работы двигателя, но при этом начальная поверхность горения и стартовый уровень тяги двигателя значительно возрастают, что также недопустимо для двигателей гиперзвуковых ПТУР и ЗУР с оптико-электронной лучевой командной системой управления. Наличие значительного перепада давления между зазорами и по радиусу зазора при применении заряда в широком температурном диапазоне эксплуатации может привести к возникновению значительных отрывных напряжений в зоне скрепления топлива с защитно-крепящим слоем и отрыву топлива секции от корпуса с последующим разрушением двигателя вследствие нерасчетного увеличения давления. Кроме того, изготовление такого заряда возможно только в разборных многосекционных корпусах камеры сгорания. Применение секционной конструкции камеры сгорания в отделяемых РДТТ малогабаритных гиперзвуковых ПТУР и ЗУР нецелесообразно из-за увеличения пассивной массы конструкции, что приводит к недопустимому снижению средней скорости полета и увеличению полетного времени на заданную дальность. В цельномотанных корпусах типа "кокон" большого удлинения (L/D ≥ 4 ÷ 5) с диаметром горловин корпуса, меньшим внутреннего диаметра камеры сгорания, изготовление такого заряда технологически невозможно.

Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является обеспечение при запуске снаряда допустимого уровня силового воздействия на пусковую установку при заданной точности встреливания в поле зрения оптико-электронной лучевой командной системы управления и последующий разгон снаряда до гиперзвуковой скорости при использовании заряда твердого топлива с максимально допустимым коэффициентом объемного заполнения камеры сгорания, работоспособного в условиях быстро нарастающих осевых перегрузок при допустимых разбросах выходных характеристик в широком температурном диапазоне применения.

Поставленная задача достигается тем, что в заряде ракетного твердого топлива с корпусом, защитно-крепящим слоем, торцевыми манжетами и коническим каналом, в отличие от прототипа, корпус выполнен коническим, с увеличивающимся к заднему торцу диаметром, с цилиндрическим участком у заднего торца, канал заряда выполнен с цилиндроконическим поднутрением у переднего торца длиной 0,2 ÷ 0,3 длины заряда, заканчивающимся цилиндрической горловиной с диаметром 0,20 ÷ 0,30 максимального наружного диаметра заряда, с толщиной горящего свода в районе горловины 0,3 ÷ 0,5 максимального наружного диаметра заряда и углами между образующими 172 ÷ 174^o, с цилиндрическим участком у торца, обращенного к соплу, угол между образующей которого и конической образующей канала составляет 176 ÷ 178^o, с диаметром, большим диаметра канала у переднего торца и составляющим 0,4 ÷ 0,5 максимального наружного диаметра заряда, с толщиной горящего свода у торца, обращенного к соплу, большей толщины горящего свода у переднего торца, при этом передняя манжета выполнена радиусной и прочно скреплена с корпусом, задняя манжета выполнена конической, с углом наклона образующей к продольной оси заряда 60 ÷ 75^o и до диаметра 0,60 ÷ 0,75 диаметра цилиндрического участка не скреплена с корпусом, а защитно-крепящий слой в месте скрепления задней манжеты с корпусом имеет увеличенную толщину, которая уменьшается в направлении переднего торца.

Совокупность конструктивных элементов, их взаимное расположение и наличие оптимальных соотношений их геометрических размеров позволяет:
- обеспечить значение коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя не менее 85% при обеспечении работоспособности заряда в условиях быстро нарастающих осевых перегрузок в широком диапазоне температур эксплуатации за счет:
1) выполнения передней манжеты радиусной, прочно скрепленной с корпусом и исключения тем самым возможности возникновения отрывных напряжений у переднего торца заряда при действии полетной перегрузки. При этом предотвращается затекание под переднюю манжету продуктов сгорания топлива с высоким давлением, создающих дополнительное отрывное осевое усилие на заряд при наличии значительного перепада давления по длине заряда;
2) выполнения корпуса коническим с увеличивающимся к заднему торцу диаметром - компенсировать усилия, вызванные осевой полетной перегрузкой и перепадом давления по длине заряда за счет того, что обеспечивается увеличение проходного сечения канала заряда и тем самым снижается осевой перепад давления, а также за счет осевой составляющей силы, возникающей на конической поверхности канала заряда и направленной к переднему торцу. Выполнение заряда с большей конусностью корпуса при заданном калибре двигателя приведет к увеличению по длине заряда разносводности и увеличению за счет этого разбросов выходных характеристик;
3) выполнения задней манжеты конической, с углом наклона образующей к продольной оси заряда 60 ÷ 75^o и до диаметра 0,60 ÷ 0,75 диаметра цилиндрического участка не скрепленной с корпусом, позволяющей наряду с компенсацией температурных компонентов напряженно-деформированного состояния организовать дополнительную поверхность, не нагруженную осевой силой от перепада давления и компенсирующую усилие от осевых перегрузок при действии на нее давления продуктов сгорания топлива. Уменьшение угла наклона образующей манжеты к продольной оси заряда приводит к уменьшению коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя, увеличение указанного угла приводит к увеличению поверхности горения заряда и давления в двигателе в конце работы, что ведет, в свою очередь, к недопустимому ухудшению выходных внутрибаллистических характеристик.

Компенсация отрывных усилий, вызванных осевой полетной перегрузкой, за счет конструктивного исполнения корпуса заряда и торцевых манжет позволяет обеспечить целостность канала заряда при суммарном воздействии внутреннего давления и температурных деформаций в широком диапазоне температур применения, выполнить канал заряда с горловиной, имеющей диаметр 0,20 ÷ 0,30 максимального наружного диаметра заряда с относительным сводом в районе горловины 0,3 ÷ 0,5, обеспечив тем самым высокий коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя;
- обеспечить допустимый уровень силового воздействия на пусковую установку при заданной точности встреливания в поле зрения оптико-электронной лучевой командной системы управления и последующий разгон снаряда до гиперзвуковой скорости при допустимых разбросах выходных характеристик двигателя в широком температурном диапазоне применения за счет выполнения канала заряда с цилиндроконическим поднутрением у переднего торца длиной 0,2 ÷ 0,3 длины заряда, заканчивающегося цилиндрической горловиной с диаметром 0,20 ÷ 0,30 максимального наружного диаметра заряда, с толщиной горящего свода в районе горловины 0,3 ÷ 0,4 максимального наружного диаметра заряда и углами между образующими 172 ÷ 174^o, с цилиндрическим участком у торца, обращенного к соплу, угол между образующей которого и конической образующей канала составляет 176 ÷ 178^o, с диаметром, большим диаметра канала у переднего торца и составляющим 0,4 ÷ 0,5 максимального наружного диаметра заряда, с толщиной горящего свода у торца, обращенного к соплу, большей толщины горящего свода у переднего торца. Выполнение канала заряда с указанным соотношением геометрических размеров позволяет получить прогрессивный характер изменения поверхности горения до половины величины горящего свода и практически постоянную поверхность горения на оставшемся своде. При этом начальная поверхность, позволяющая получить требуемый ограниченный начальный уровень тяги и постоянство поверхности горения после выгорания половины горящего свода, обеспечивается за счет цилиндроконического поднутрения у переднего торца заряда. При меньшей длине поднутрения начальная поверхность уменьшается, поверхность в процессе горения заряда постоянно возрастает до полного выгорания свода, что приводит к увеличению максимального давления в конце горения заряда. При большей длине поднутрения поверхность горения обеспечивает уровень тяги, недопустимый для пусковой установки, а конечная поверхность горения уменьшается, что приводит к нежелательному увеличению времени горения заряда и увеличению разбросов выходных характеристик. Углы между образующими цилиндрических и конических участков заряда после выгорания топлива в районе поднутрения обеспечивают практически постоянную поверхность горения. Благодаря увеличенной толщине горящего свода у заднего торца обеспечивается одновременность сгорания топлива по длине заряда, так как скорость горения топлива по длине канала возрастает в направлении заднего торца вследствие эрозионного горения. Выравнивание параметров потока перед входом в сопло, позволяющее уменьшить разбросы выходных характеристик, обеспечивается цилиндрическим участком у заднего торца заряда. Диаметр канала на цилиндрическом участке выбирается из условия обеспечения высокого коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя и приемлемых газодинамических параметров потока в канале заряда. Увеличение диаметра канала ведет к уменьшению коэффициента объемного заполнения камеры сгорания и росту начальной тяги, уменьшение - к уменьшению стартовой тяги и невстреливанию снаряда на заданной дальности с заданной скоростью в поле зрения системы управления. Защитно-крепящий слой увеличенной толщины в районе заднего торца обеспечивает защиту корпуса от продуктов сгорания топлива, так как толщина свода заряда в этом месте минимальная, а скорость потока - максимальная, а также обеспечивает уменьшение длины образующей поверхности горения в конце работы заряда, что позволяет получить приемлемые разбросы выходных характеристик.

Сущность изобретения поясняется чертежом (фиг.1), на котором представлена предлагаемая конструкция заряда, и графиками уровня тяги (поверхности горения заряда) и изменения поверхности горения по своду (фиг.2), обеспечивающего встреливание на заданной дистанции в поле управления со скоростью, обеспечивающей надежное функционирование системы управления.

Предлагаемый заряд включает корпус цилиндроконической формы 1, защитно-крепящий слой 2, переднюю радиусную манжету 3, прочно скрепленную с корпусом, заднюю коническую манжету 4, сопряженную радиусом с защитно-крепящим слоем увеличенной толщины, цилиндроконическое поднутрение 5 у переднего торца заряда, завершающееся цилиндрической горловиной, и конический канал 6.

Потребная поверхность горения является функцией допустимого уровня тяги и определяется как

где R_доп - потребный допустимый уровень тяги, обеспечивающий встреливание снаряда на заданной дистанции в поле управления со скоростью, обеспечивающей надежное функционирование системы управления;
u_т - скорость горения топлива;
ρ_т - плотность топлива;
J₁ - единичный импульс топлива, применяемого в заряде.

Зависимость уровня тяги от требуемой дальности начала управления и скорости начала управления, позволяющая определить потребную поверхность горения, и допустимый диапазон изменения поверхности горения по своду представлены на фиг.2.

Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом. После зажжения горение осуществляется по внутренней поверхности цилиндроконического поднутрения 5 и конического канала 6 с цилиндрическим участком у заднего торца. При этом до момента выхода фронта горения цилиндрического участка на коническую поверхность корпуса поверхность горения возрастает по закону, обеспечивающему требуемое изменение тяги. После выгорания цилиндрического участка поднутрения при работе заряда обеспечивается практически постоянная поверхность горения за счет углов между образующими цилиндрических и конических участков заряда и конической формы задней манжеты 4 и защитно-крепящего слоя увеличенной толщины.

Предложенное выполнение заряда позволяет осуществлять запуск ЗУР с легких пусковых установок, обеспечивает высокую точностью встреливания в поле зрения системы управления и последующий разгон снаряда до гиперзвуковых скоростей при высоких значениях коэффициента объемного заполнения. При этом обеспечивается работоспособность заряда с высоким значением коэффициента объемного заполнения в условиях быстро нарастающих осевых перегрузок в широком температурном диапазоне применения.

Полученный положительный эффект подтвержден в ходе стендовых испытаний зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением, а также при проведении летных испытаний ракет с предлагаемым зарядом.