заряд ракетного твердого топлива
Классы МПК: | F02K9/18 с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы |
Автор(ы): | Семилет В.В., Обозов Л.И., Петуркин Д.М., Филатов В.Г., Каширкин А.А., Аляжединов В.Р., Макаровец Н.А., Кузьмицкий Г.Э., Федченко Н.Н., Винокуров Ю.А., Гринберг С.И., Талалаев А.П., Колесников В.И., Амарантов Г.Н., Колач П.К., Денежкин Г.А., Некрасов В.И. |
Патентообладатель(и): | Пермский завод им.С.М.Кирова |
Приоритеты: |
подача заявки:
1999-05-25 публикация патента:
20.02.2000 |
Заряд ракетного твердого топлива двигателей ракет реактивных снарядов систем залпового огня содержит корпус, защитно-крепящий слой, торцевые манжеты, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом. Заряд выполнен с радиусами скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей, составляющими 0,08 - 0,15 толщин горящего свода головного полузаряда. Длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу, составляет 0,6 - 1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка. В области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром (Dmax) на переднем торце хвостового полузаряда, равным 1,2 - 1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда с углом конусности 25 - 35o и длиной (0,015 - 0,03)L, участок с углом конусности 3 - 8o и длиной (0,02 - 0,04)L, а также участок с углом конусности 10 - 20o и длиной (0,015 - 0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда. Изобретение позволяет создать заряд ракетного твердого топлива, обеспечивающий увеличение на 8 - 10% коэффициента объемного заполнения при сокращении значений разбросов выходных характеристик и критериев надежности в заданном диапазоне применения. 1 ил.
Рисунок 1
Формула изобретения
Заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, защитно-крепящий слой, торцевые манжеты, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, отличающийся тем, что в нем радиусы скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей составляют 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда, длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу, - 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка, а в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром (Dmax) на переднем торце хвостового полузаряда, равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда с углом конусности 25-35o и длиной (0,015-0,03)L, участок с углом конусности 3-8o и длиной (0,02-0,04)L, а также участок с углом конусности 10-20o и длиной (0,015-0,03)L, где L - длина хвостового полузаряда.Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к области военной техники, а именно к зарядам ракетного твердого топлива двигателей ракет реактивных систем залпового огня (РСЗО). Основной тенденцией совершенствования ракет РСЗО является увеличение дальности стрельбы, что обусловливает рост энерговооруженности двигателей, достигаемый в первую очередь применением зарядов с высоким коэффициентом заполнения камеры сгорания. Известен заряд для двигателей ракет, содержащий последовательно расположенные топливные секции, диаметр канала которых увеличивается к соплу, скрепленные с корпусом двигателя и разделенные зазорами (см., например, А.А. Шишков и др. Рабочие процессы в РДТТ. - М., Машиностроение, 1989, с. 82), принятый за аналог. Задачей данного технического решения являлось обеспечение высокого значения коэффициента объемного заполнения. Однако применение зарядов подобной конструкции в двигателях ракет РСЗО неприемлемо из-за наличия большой массовой доли остатков заряда, догорающих в конце работы при пониженном давлении. Это вызывает недопустимый разброс выходных характеристик, а следовательно, и параметров рассеивания ракет. Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом является наличие в составе заряда-аналога последовательно расположенных топливных секций, горящих по каналам и торцам, разделенных зазорами. Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату к заявляемому изобретению является заряд по патенту 2125175 F 02 K 9/28, принятый авторами за прототип. Он содержит скрепленный с корпусом двигателя головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом. Заряд, принятый за прототип, функционирует следующим образом. После зажжения заряда происходит его горение по переднему торцу, звездообразному каналу и заднему торцу головного полузаряда, а также переднему торцу, цилиндрическому каналу и сопловому торцу хвостового полузаряда. Однако заряду такой конструкции присущ ряд недостатков, основными из которых являются сложное напряженно-деформированное состояние заряда, возникновение значительных локальных напряжений в заряде при эксплуатации в областях крайних положительных и отрицательных температур применения, что при дальнейшем повышении плотности заряжания приводит к демонтажу заряда. Задачей известного технического решения (прототипа) явилось повышение объемного заполнения при допустимом уровне массы догорающих остатков без учета возможности его модернизации в направлении увеличения объемного заполнения, например, за счет уменьшения диаметров каналов. В отличие от прототипа в предлагаемом заряде радиусы скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей (r) составляют 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда (elr), длина консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу (lr), - 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка (elx), а в области переднего торца хвостового полузаряда выполнена осесимметричная сужающаяся по направлению к сопловому торцу выемка, включающая последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл) с углом конусности![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
- радиусов скруглений в местах перехода цилиндрических участков лучей звездообразного канала к боковой поверхности лучей (r), составляющих 0,08-0,15 толщин горящего свода головного полузаряда (elr), обеспечить допустимый уровень локальных напряжений в наиболее напряженной части заряда при крайних отрицательных температурах применения. При уменьшении радиусов скруглений ниже 0,08elr для зарядов из существующих топлив напряжения превосходят допустимый уровень, что приводит к образованию трещин в заряде и его разрушению. При увеличении радиуса свыше 0,15elr возрастает доля догорающих остатков головного полузаряда, что вызывает неприемлемый разброс энергетических характеристик;
- консольного участка хвостового полузаряда, обращенного к соплу, с длиной 0,6-1,5 толщин горящего свода хвостового полузаряда у начала консольного участка (elx) обеспечить отсутствие при крайних положительных температурах применения уменьшения ("обжатия") канала хвостового полузаряда за счет радиального перепада давления между наружной поверхностью консольного участка и каналом хвостового полузаряда. При увеличении длины консольного участка свыше 1,5 толщин горящего свода у начала участка (elx) деформация консольного участка при существующем уровне физико-механических характеристик топлив приводит к недопустимому уменьшению диаметра канала на выходе из хвостового полузаряда, что вызывает нерасчетный рост перепада давления по длине полузаряда и его разрушение. При уменьшении длины консольного участка менее 0,6elx увеличение объемного заполнения становится несущественным;
- в области переднего торца хвостового полузаряда осесимметричной сужающейся по направлению к сопловому торцу выемки, включающей последовательно расположенные конические участки: участок с максимальным диаметром на переднем торце хвостового полузаряда (Dmax), равным 1,2-1,5 наружного диаметра лучей головного полузаряда (Dл) с углом конусности
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
![заряд ракетного твердого топлива, патент № 2145673](/images/patents/326/2145005/945.gif)
Полученный положительный эффект подтвержден в ходе стендовых испытаний зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением, а также при летных испытаниях ракет РСЗО с предлагаемым зарядом.
Класс F02K9/18 с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы