способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива

Формула изобретения

Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору минометного старта ракеты, включающий смешение компонентов топлива, формование шашек для партии зарядов, отличающийся тем, что перед комплектацией отформованных шашек в заряды партии на отдельно отформованных образцах использованного твердого ракетного топлива определяют его скорость горения в рабочем диапазоне температур и давлений газогенератора, с учетом которой определяют количество шашек N_ном для обеспечения верхнего и нижнего значений импульса давления, комплектуют из отформованных шашек партии в передовой образец заряда и проводят огневое стендовое испытание передового образца с количеством шашек N_ном при нижней границе температурного диапазона эксплуатации газогенератора, с регистрацией зависимости «давление-время» в камере сгорания газогенератора, определяют фактическую скорость

горения передового образца твердого ракетного топлива в газогенераторе при среднем давлении (Р_ср) и рассчитывают коэффициент U₁ с учетом соотношения:



и вычисляют приведенную скорость горения твердого ракетного топлива по формуле:



где _т - температурный градиент скорости горения;

Т_ф - фактическая начальная температура заряда при огневом стендовом испытании;

р_ср - среднее давление в камере сгорания газогенератора при огневом стендовом испытании передового образца;

U₁ - коэффициент в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива;

- фактическая скорость горения передового образца твердого ракетного топлива;

- показатель степени в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива,

полученное значение U _ф используют для уточнения количества шашек в заряде по соотношению:

после чего проводят огневые приемосдаточные испытания партии зарядов на соответствие требованиям технической документации.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способу изготовления и испытания партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) к газогенератору (ГГ) минометного старта (МС) ракеты. Изобретение может быть использовано при проектировании, отработке, изготовлении зарядов ТРТ к ГГ МС ракет, а также для энергоустройств с нормированными требованиями по газопроизводительности (импульсу давления продуктов сгорания (ПС) ТРТ).

Известны способы изготовления зарядов по пат. RU 2220934, RU 2259983, а также по источнику: Смирнов Л.А. «Оборудование для производства баллиститных порохов по шнековой технологии и зарядов из них». М.: МГАХМ, 1997, с.51-52, 173-175.

По известным способам изготовление зарядов включает смешение компонентов топлива, усреднение (гомогенизацию) топливной массы и формование-прессование шашек зарядов с использованием специальной формообразующей оснастки. Отформованные шашки комплектуются в партию зарядов, от которой отбирается группа зарядов (случайная выборка) для приемосдаточных испытаний партии, в т.ч. для огневых стендовых испытаний (ОСИ) в составе ГГ на соответствие заданным требованиям по внутрибаллистическим характеристикам (ВБХ).

Недостатком известных способов является то, что при изготовлении зарядов реализуется достаточно большой разброс скорости горения ТРТ, что приводит к высокому разбросу ВБХ ГГ. Указанный разброс обусловлен как исходными характеристиками сырья (компонентов), используемого для изготовления ТРТ (их собственным разбросом), так и объективными колебаниями (интервалами) технологических параметров при переработке ТРТ (температурно-временные режимы, режимы усреднения - гомогенизации, давления формования шашек зарядов и др.).

В свою очередь, наличие большого разброса по скорости горения ТРТ создает серьезные затруднения в части обеспечения требуемого расхода и уровня давления в ГГ при его отработке. Еще более существенно указанное затруднение возрастает при отработке зарядов для систем минометного старта ракет из контейнеров (пусковых труб), в которых в качестве энергоисточника используется ГГ, оснащенный зарядом ТРТ, обеспечивающим требуемый импульс давления газообразных продуктов сгорания ТРТ в подракетном объеме пусковой трубы. Для обеспечения высокой газопроизводительности как правило в течение ~0,1 0,4 с горение зарядов ТРТ в ГГ такого типа осуществляют при весьма высоких давлениях, порядка 250 700 кгс/см², по сравнению с традиционным, присущим ГГ вспомогательных устройств ракет (30 200 кгс/см²), в 2 3 раза и более, существенно возрастает показатель « » в степенном законе скорости горения топлива и температурный градиент скорости горения топлива

,

где Т - начальная температура заряда ТРТ.

Это, в свою очередь, приводит к увеличению разбросов ВБХ, величина которых возрастает прямо пропорционально множителю (Соркин Р.Е. «Газодинамика ракетных двигателей на твердом топливе», М., 1967, стр.297-300), что не позволяет обеспечить в температурном диапазоне эксплуатации требования по ВБХ ГГ и минометного старта ракет при фиксированных геометрических параметрах ГГ, а именно геометрических размеров шашек зарядов ТРТ и площади расходного (критического) сечения сопла, что вынуждает максимально сглаживать (компенсировать) различными способами разбросы скорости горения ТРТ для обеспечения требуемых значений импульса давления (J_p), определяющего требуемый режим минометного старта ракеты (Фиг.1).

Фиг.1. «Трубка» требуемых импульсов давления (J_p), где

1 - верхняя граница

2 - нижняя граница

В определенной степени устраняет недостатки аналогов изобретение по патенту RU 2333190, заявлено 15.03.07, опубл. 10.09.2008, МПК С06В 21/00, C06D 5/00, сущность которого заключается в предварительном определении номинальной длины заряда L_ном, исходя из скорости горения ТРТ, в выполнении на передовых образцах зарядов длины шашек L_вepx>L _ном, L_низ<L_ном, проведении предварительных ОСИ ГГ с этими зарядами при граничных температурах эксплуатации с регистрацией зависимости «давление-время» р( ) с целью определения максимального и минимального импульсов давления и последующего определения длины шашек заряда путем сравнения полученных предельных значений импульса давления с требуемыми с использованием определенных зависимостей. Изобретение по патенту RU 2333190, как наиболее близкое к патентуемому, принято авторами за прототип.

Недостатками способа-прототипа являются следующие.

1. Удлиненный процесс изготовления партии зарядов, т.к. до проведения предварительных ОСИ образцов зарядов (на всех этапах) невозможно изготавливать в окончательном виде (по длине) шашки для всей партии зарядов.

2. Применительно к многошашечному заряду процесс комплектации зарядов шашками при значительном колебании их длины является весьма ненадежным.

3. Наличие разброса длины шашек в партии зарядов в значительных пределах требует специальных конструкторских решений для надежного закрепления разной длины шашек в ГГ от их продольных перемещений в камере сгорания ГГ как в процессе транспортирования-хранения (эксплуатации), так и непосредственно при боевом использовании (в течение которого на шашки воздействуют осевые и радиальные перепады давления в камере сгорания ГГ). В противном случае высока вероятность неустойчивой (аномальной) работы ГГ.

Технической задачей патентуемого изобретения является разработка способа изготовления партии многошашечных зарядов ТРТ с высокой газопроизводительностью для ГГ МС ракет, обеспечивающего компенсацию высоких разбросов скорости горения ТРТ при повышенных давлениях, обеспечение требуемых ВБХ при неизменной длине шашек заряда разных партий в широком диапазоне температур эксплуатации.

На Фиг.2 - технологическая схема изготовления партии многошашечных зарядов.

Технический результат изобретения (Фиг.2) заключается в разработке способа изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору минометного старта ракеты, включающего смешение компонентов топлива, усреднение топливной массы, формование-прессование шашек для партии зарядов с использованием формообразующей оснастки, комплектацию зарядов определенным количеством шашек (N) в партии и ОСИ зарядов в составе ГГ на соответствие требованиям по импульсу давления с регистрацией зависимости «давление-время» р( ) в камере сгорания ГГ. На отдельно отформованных образцах зарядов из ТРТ, используемого для шашек ГГ, определяют скорость горения (U_ППД) ТРТ в приборе постоянного давления (ППД) в рабочем диапазоне температур и давлений ГГ, с учетом которой определяют количество шашек (N_ном) для обеспечения верхнего и нижнего значений импульса давления, после чего комплектуют из отформованных шашек партии передовой образец заряда с количеством шашек (N_ном), проводят огневое стендовое испытание передового образца с количеством шашек N_ном при нижней границе температурного диапазона эксплуатации газогенератора с регистрацией зависимости «давление-время» в камере сгорания газогенератора, определяют фактическую скорость горения передового образца твердого ракетного топлива в газогенераторе при среднем давлении (p_cp) и рассчитывают коэффициент U₁ с учетом соотношения:

и вычисляют приведенную скорость горения твердого ракетного топлива по формуле:

где _Т - температурный градиент скорости горения;

Т_ф - фактическая начальная температура заряда при огневом стендовом испытании;

p _cp - среднее давление в камере сгорания газогенератора при огневом стендовом испытании передового образца;

U₁ - коэффициент в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива;

- фактическая скорость горения передового образца твердого ракетного топлива;

- показатель степени в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива.

Полученное значение U_ф используют для уточнения количества шашек в заряде по соотношению:

, после чего проводят огневые приемосдаточные испытания партии зарядов на соответствие требованиям технической документации.

Сущность изобретения заключается в корректировке (уточнении) количества шашек в составе многошашечного заряда по результатам испытания передового образца в соответствии с настоящим патентом, что гарантирует оптимальный режим катапультирования (выброс) ракеты из пускового устройства (трубы).

Патентуемое изобретение реализовано в условиях Федерального казенного предприятия «Пермский пороховой завод».

Положительный эффект патентуемого изобретения - повышение боевой эффективности пусковых ГГ для минометного старта ракет, экономичность, снижение затрат при изготовлении партии многошашечных зарядов.