заряд ракетного твердого топлива

Формула изобретения

Заряд ракетного твердого топлива со звездообразным каналом, содержащий корпус и защитно-крепящий слой, отличающийся тем, что корпус заряда в передней части выполнен с радиусной образующей, у переднего торца заряда выполнена полость, при этом межщелевые выступы звездообразного участка канала частично пересекают полость, у заднего торца канал заряда выполнен цилиндрическим, межщелевые выступы выполнены с уменьшающейся по длине высотой и заканчиваются на расстоянии не менее 2 диаметров цилиндрического участка канала от заднего торца заряда, при этом угол у основания межщелевого выступа в поперечном сечении определяется из соотношения:

где

D_k - внутренний диаметр корпуса заряда;

е_1cm - расчетная толщина свода заряда, сгорающая до момента начала спада давления в конце горения заряда;

r_омв - радиус в основании межщелевого выступа;

_cn - расчетное значение времени спада давления в конце работы двигателя;

u_m.cn - расчетная скорость горения топлива на участке спада давления в конце горения заряда.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к зарядам ракетного твердого топлива, и может найти применение в отделяемых стартовых двигателях малого времени работы реактивных снарядов с командной системой управления, работающей в оптическом диапазоне.

Одной из тенденций совершенствования снарядов с оптической командной системой управления является повышение коэффициента объемного заполнения заряда при уменьшении факторов, способствующих росту дымообразования двигателя. Наибольший эффект при этом достигается при использовании отделяемых стартовых двигателей с малым временем работы.

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 в заданном диапазоне применения. Заряд, принятый за прототип, 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 неприемлем для использования в отделяемых стартовых двигателях снарядов с оптической командной системой управления, так как после выгорания свода головного полузаряда открывается значительная поверхность защитно-крепящего слоя (ЗКС). Под воздействием продуктов сгорания хвостового полузаряда, обеспечивающих высокое давление и температуру в камере сгорания двигателя, ЗКС начинает интенсивно разлагаться с выделением большого количества оптически непрозрачных продуктов разложения. Это приводит к резкому росту ослабления сигнала в оптическом канале в момент прекращения работы двигателя, что не опасно для снарядов РСЗО, но недопустимо для управляемых снарядов с отделяемым стартовым двигателем и сверхзвуковыми скоростями полета с оптической командной системой управления. В момент разделения снаряд испытывает значительные возмущения и даже кратковременное ослабление сигнала может привести к прекращению управления и выходу снаряда из поля зрения системы управления, его потере и невыполнению задачи. Кроме того, после отделения двигателя защитно-крепящий слой может продолжать догорать с выделением большого количества дыма и какое-то время продолжать затруднять передачу команд на борт снаряда.

Указанные обстоятельства делают невозможным применение подобных зарядов в двигателях малогабаритных гиперзвуковых ПТУР и ЗУР с оптической командной системой управления. Кроме того, в цельномотанных корпусах типа “кокон” большого удлинения (L/D>4-5) с диаметром горловин корпуса, меньшим внутреннего диаметра камеры сгорания, изготовление такого заряда невозможно технологически.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования оптической командной системы управления за счет уменьшения дымообразования при горении заряда, а также уменьшение массы остатков заряда и повышение объемного заполнения камеры сгорания при сохранении низких значений разбросов выходных характеристик в заданном диапазоне применения.

Поставленная задача достигается тем, что в заряде ракетного твердого топлива со звездообразным каналом, содержащем корпус и защитно-крепящий слой, в отличие от прототипа корпус заряда в передней части выполнен с радиусной образующей, у переднего торца заряда выполнена полость, при этом звездообразный участок канала частично пересекает полость. У заднего торца канал заряда выполнен цилиндрическим, межщелевые выступы выполнены с уменьшающейся по длине высотой и заканчиваются на расстоянии не менее 2 диаметров цилиндрического участка канала от заднего торца заряда, при этом угол основания межщелевого выступа в поперечном сечении определяется из соотношения:

где

D_k - внутренний диаметр корпуса заряда;

е_1сm - расчетная толщина свода заряда, сгорающая до момента начала спада давления в конце горения заряда;

r_омв - радиус в основании луча;

_сn - расчетное значение времени спада давления в конце работы двигателя, определяется как:

где

а - коэффициент температуропроводности материала, применяемого для защитно-крепящего слоя;

u_ЗКС - экспериментальное значение допустимой скорости уноса применяемого материала защитно-крепящего слоя;

u_m.cn - расчетная скорость горения топлива на участке спада давления в конце горения заряда. Для заряда отделяемого стартового двигателя может определяться как:

где u₁ - паспортное значение единичной скорость горения топлива, являющееся его неотъемлемой характеристикой;

- паспортное значение коэффициента зависимости скорости горения топлива от давления;

S_мид - площадь миделя снаряда;

С_х - коэффициент лобового аэродинамического сопротивления снаряда;

_в - плотность воздуха;

V_mах - максимальная скорость снаряда в конце работы двигателя;

F_кр - площадь критического сечения соплового блока двигателя;

C_m - расчетное значение коэффициента тяги сопла двигателя, являющееся в общем случае функцией геометрических размеров сопла и термодинамических характеристик продуктов сгорания применяемого в заряде топлива;

- расчетное значение коэффициента расхода сопла двигателя, являющееся в общем случае функцией геометрических размеров входного участка сопла и состава продуктов сгорания применяемого в заряде топлива.

Предлагаемая конструкция заряда ракетного твердого топлива позволит:

- уменьшить первичный дымовой выхлоп от срабатывания воспламенителя за счет выполнения у переднего торца заряда полости, в которой размещается воспламенительное устройство. За счет того что звездообразной участок канала частично пересекает полость, увеличивается поверхность горения заряда в районе воспламенителя, что позволяет уменьшить его массу при сохранении высокой надежности зажжения заряда. Так как удельная мощность дымообразования воспламенительных составов на порядок превышает аналогичные характеристики топлива, то первичный дымовой выхлоп будет уменьшен за счет снижения массы воспламенителя;

- обеспечить равномерное распределение параметров газового потока в поперечном сечении на выходе из щелевой части заряда за счет цилиндрического участка у заднего торца, что позволит уменьшить разбросы выходных характеристик заряда и двигателя и эксцентриситет тяги, вызванные неоднородностью поля скоростей продуктов сгорания на входе в сопло двигателя;

- обеспечить высокое значение коэффициента объемного заполнения камеры сгорания при заданном уровне предельного давления и ограничении по массе дегрессивно догорающих остатков за счет выполнения лучей с уменьшающейся по длине высотой;

- уменьшить оптические помехи в момент окончания работы двигателя за счет выполнения межщелевых выступов с углом раскрытия у основания в соответствии с указанным соотношением и радиусной образующей корпуса заряда в передней части. При выполнении указанного соотношения остатки топлива, образующиеся после выгорания свода, сгорают за время, меньшее времени тепловой релаксации защитно-крепящего слоя, в результате чего уменьшается вероятность его горения после сгорания заряда. Увеличение угла приводит к увеличению времени догорания топлива остатков. Радиусная образующая корпуса заряда обеспечивает резкое уменьшение длины остатков к моменту выгорания свода заряда и обеспечивает тем самым быстрый спад давления в двигателе. В результате исключается возможность догорания ЗКС после прекращения горения заряда. При выполнении радиусного участка у переднего торца поверхность ЗКС в процессе горения заряда практически не подвержена воздействию скоростного газового потока, вследствие чего коэффициент теплоотдачи и прогрев защитно-крепящего слоя незначительны и не приводят к значительному росту дымообразования в процессе работы двигателя;

- при выполнении корпуса с радиусным участком в передней части и межщелевых выступов с указанным с углом раскрытия у основания в поперечном сечении в соответствие с указанным соотношением обеспечивается минимальная масса остатков заряда, что снижает отделяемую от снаряда массу и обеспечивает снаряду более высокую кинетическую энергию, следовательно, скорость и дальность полета;

- уменьшить поверхность защитно-крепящего слоя, находящуюся в потоке у заднего торца заряда за счет того, что лучи заканчиваются на расстоянии не менее 2 диаметров цилиндрического участка канала от заднего торца заряда и защищают ЗКС от температурного воздействия, что также уменьшает оптические помехи в момент окончания горения заряда.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой продольного сечения заряда, представленной на фиг.1, и схемой поперечного сечения заряда, представленной на фиг.2.

Предлагаемый заряд состоит из корпуса с радиусным участком 1 в передней части, защитно-крепящего слоя, прочно скрепленного с корпусом и топливом. У переднего торца заряда выполнена полость 2, при этом межщелевые выступы частично пересекают полость и образуют в ней продольные щели 3. У заднего торца канал заряда выполнен с цилиндрическим участком 6. Межщелевые выступы 4 выполнены с уменьшающейся по длине высотой на участке 5 и заканчиваются на расстоянии не менее 2 диаметров цилиндрического участка канала 6 от заднего торца заряда.

Работа заряда, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, осуществляется следующим образом. В момент включения двигателя продукты сгорания воспламенителя осуществляют зажжение топлива по поверхности участка 3, образованного межщелевыми выступами, частично пересекающими полость 2, выполненную у переднего торца заряда. Продукты сгорания топлива с поверхности участка 3 зажигают в свою очередь остальную поверхность заряда. После выгорания свода e_1cm за счет радиусного участка 1 в передней части корпуса и первоначальной формы поперечного сечения канала происходит резкий спад давления за счет сокращения длины остатков, обеспечивающий либо прекращение горения остатков, либо их сгорание за время, меньшее, чем необходимо для зажжения защитно-крепящего слоя.

Расчетная толщина свода заряда, длина радиусного участка в передней части, количество межщелевых выступов, размеры полости, выполненной у переднего торца заряда, и длина межщелевых выступов, частично пересекающих полость, определяются расчетным путем в каждом конкретном случае в зависимости от требований, предъявляемых к двигателю и снаряду в целом, и могут уточняться в процессе экспериментальной отработки.

Работоспособность заряда, выполненного в соответствие с предлагаемым изобретением, подтверждена огневыми стендовыми и летными испытаниями в составе снаряда с оптической командной системой управления.

Источник информации

1. Патент RU № 2145674, 7 F 02 К 9/18 (опубл. 20.02.2000 г., бюл. № 5) - прототип.