Заряд твердого топлива для ракетного двигателя управляемой ракеты

 

Заряд твердого топлива для ракетного двигателя управляемой ракеты включает топливную шашку с центральным каналом и торцевые бронировки. Торцевые бронировки выполнены двухслойными. Внутренний слой бронировки, примыкающий к топливу, выполнен из материала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу, например линолеума. Внешний слой бронировки выполнен из огнезащитного материла с высокой демпфирующей способностью, например асболавсановой ткани. Изобретение позволит создать конструкцию вкладного заряда твердого ракетного топлива, обеспечивающего постоянную по времени зависимость тяги от времени, обладающего повышеной эксплуатационнной надежностью за счет уменьшенных ударных нагрузок при запуске двигателя, улучшенными выходными характеристиками по суммарному импульсу тяги. 2 з.п.ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении вкладных зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) и ракетных двигателей, преимущественно для управляемых ракет (УР).

Известны конструкции вкладных зарядов ТРТ для ракетных двигателей различного назначения, обеспечивающие за счет особенностей своей конструкции нейтральный, прогрессивный, ступенчатый и др. режимы работы двигателя, и соответствующую кривую "тяга-время": Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е. "Теория ракетного двигателя на твердом топливе", М., 1965 г., стр.42-45, рис.2.1-2.8; PROF. DR. WALDEMAR WOLFF "Einfuhrung in die Ballistik - Raketen und Raketenballistik", Deutscher Militarverlag, Berlin, 1968, стр.100-104, рис. (Bild) 3.19, 3.20, 3.24, 3.25-3.27.

Одной из наиболее важных проблем при разработке ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) для УР, оснащенных сложной аппаратурой управления, является обеспечение близкой к нейтральной (постоянной по времени) зависимости "тяга-время" (фиг. 1). Для таких ракет в процессе полета необходимо свести к минимуму ударные нагрузки, источником которых может служить работающий ракетный двигатель. Перемещение заряда ТРТ значительной массы (100-150 кг) относительно камеры сгорания двигателя при запуске даже на 15... 20 мм (обусловленных допусками их геометрических размеров и температурными усадками топливного блока в пределах диапазона эксплуатации) может служить реальной причиной выхода из строя аппаратуры управления ракеты. Постоянство тяги РДТТ во времени, как известно, можно обеспечить, используя конструкцию заряда в виде цилиндрической шашки с центральным каналом, бронированной по торцам (см. , например, в источнике М.Баррер, А.Жоммот, Б.Фрейс де Вебеке, Ж. Ванденкеркхове, "Движение ракет", М., 1959 г., стр.117, Фиг.4.1 - прототип).

Однако конструкции зарядов такого типа применительно к управляемым ракетам обладают рядом недостатков.

1. При использовании высокоэнергетических, высокотемпературных топлив необходимая толщина применяемых для защиты торцов бронематериалов достигает 8. . . 10 мм и более, что приводит к уменьшению топлива в объеме заряда на 1,5-3,0% и соответственно к уменьшению суммарного импульса тяги и тяговооруженности двигателя.

2. РДТТ с зарядами всестороннего горения обеспечивают, как известно, высокий уровень перегрузок (до 150-200 ед.); кроме того, за счет высоких скоростей газовых потоков, омывающих заряд, возникает большой осевой перепад давления по длине заряда, следствием чего являются значительные нагрузки на опорный торец заряда и существенные деформации торцевого бронематериала (его сминание, раздавливание), что может привести к нерасчетной работе двигателя.

3. Наличие зазоров между зарядом и опорной решеткой двигателя приводит (при запуске двигателя) к реализации ударной нагрузки на ракету в целом, что негативно сказывается на работе аппаратуры управления.

Технической задачей изобретения является создание конструкции вкладного заряда ТРТ к управляемой ракете, обеспечивающего, с одной стороны, нейтральную зависимость R(t) и обладающего повышенной эксплуатационной надежностью (уменьшенными ударными нагрузками при запуске двигателя), с другой стороны, улучшенными выходными характеристиками по суммарному импульсу тяги.

Технический результат изобретения заключается в повышении надежности работы двигателя и ракеты в целом, в повышении выходных характеристик двигателя по суммарному импульсу тяги.

Указанная техническая задача решается путем использования в конструкции заряда твердого топлива для ракетного двигателя управляемой ракеты, включающего топливную шашку с центральным каналом и торцевые бронировки, двухслойных торцевых бронировок, при этом внутренний слой бронировки, примыкающий к топливу, выполнен из материала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу, например линолеума, а внешний слой - из огнезащитного материла с высокой демпфирующей способностью, например асболавсановой ткани.

В сопловой оконечности заряда со стороны его наружной поверхности может быть выполнена коническая фаска с размерами, удовлетворяющими соотношению L/D= 0,2. . . 0,3, где L - длина конического участка, D - диаметр заряда на сопловом торце.

На головном торце заряда может быть выполнена коническая фаска, по размерам соответствующая фаске на сопловом торце.

На фигурах обозначено: Фиг.1. Диаграмма "тяга-время" R - тяга двигателя; τ - время.

Фиг.2. Общий вид патентуемой конструкции 1 - твердотопливная шашка; 2 - внутренний слой торцевой бронировки; 3 - внешний слой торцевой бронировки.

Фиг.3. Диаграмма "давление-время" 4 - вариант заряда с конической фаской; 5 - вариант заряда без конической фаски; Фиг. 4. Вариант размещения заряда патентуемой конструкции внутри ракетного двигателя
6 - заряд ТРТ;
7 - корпус ракетного двигателя;
8 - опора.

По патентуемому техническому решению (фиг.2) внутренний слой (2) торцевой бронировки, примыкающий к топливной шашке (1) и скрепленный с ним, выполняется из известных бронематериалов, например линолеума, а внешний слой (3), скрепляемый с внутренним - из термостойкого и огнестойкого материала с повышенной демпфирующей способностью, например асболавсановой ткани. Введение в конструкцию торцевой бронировки асболавсановой ткани позволяет реализовать "эффект армирования" линолеумной бронировки, максимально сохранить ее геометрические размеры при воздействии температурных и газодинамических нагрузок в работающем двигателе. Слоем асболавсановой ткани толщиной 1,0... 1,2 мм гасится (демпфируется) ударная нагрузка, действующая (фиг.4) на заряд (6) и опору (7) в момент запуска двигателя. При этом сохраняются необходимая толщина основного слоя бронировки (линолеума) и огнезащитные свойства асболавсанового слоя, что гарантирует устойчивую и надежную работу РДТТ в рабочем режиме. Дополнительно частичная разгрузка заряда от осевых нагрузок (осевой перегрузки и перепада давления по длине заряда) в патентуемой конструкции осуществляется за счет выполнения наружной поверхности заряда у соплового торца конической (фиг.2). Экспериментально установлено, что с этой целью оптимальное соотношение между длиной конического участка (L) и диаметром заряда (D) на сопловом торце должно быть в пределах L/D=0,2...0,3. Это позволяет существенно уменьшить осевой перепад давления по длине заряда (и нагрузку на опорный торец заряда при запуске) и соответственно устранить эффект эрозионного горения топлива и сопровождающего его всплеска давления в камере сгорания (фиг.3). Отклонение от указанного соотношения по нижнему пределу не позволяет снизить до допустимых пределов начальный пик давления и соответственно максимальную нагрузку, действующую на опорный торец заряда, а отклонение по верхнему пределу ведет к существенному уменьшению суммарного импульса тяги.

Для безусловного исключения неправильного снаряжения заряда в ракетный двигатель (конической поверхностью в головную часть двигателя, что при боевом применении может привести к разрыву двигателя) целесообразно выполнить аналогичную коническую фаску и в головной части заряда (фиг.2, вариант).

Эффективность изобретения экспериментально оценивалась на заряде со следующими основными характеристиками:
- твердотопливная шашка вкладного типа из баллиститного топлива;
- температура продуктов сгорания топлива 2800К;
- габариты заряда: длина 750 мм, наружный диаметр 350 мм, диаметр канала 75 мм;
- масса 110 кг;
- материал бронировки:
внутренний слой - линолеум толщиной 3...4 мм;
внешний слой - асболавсановая ткань толщиной 1 мм;
- конический участок у соплового торца заряда длиной 75 мм с выходом на диаметр 300 мм.

Изготовление заряда осуществляли из топливной массы методом шнекового прессования. Скрепление торцевых бронировок с топливом (и между собой) осуществлялось с использованием известных клеящих составов.

Формула изобретения

1. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя управляемой ракеты, включающий топливную шашку с центральным каналом и торцевые бронировки, отличающийся тем, что торцевые бронировки выполнены двухслойными, при этом внутренний слой бронировки, примыкающий к топливу, выполнен из материала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу, например линолеума, а внешний слой - из огнезащитного материла с высокой демпфирующей способностью, например асболавсановой ткани.

2. Заряд по п. 1, отличающийся тем, что в сопловой оконечности заряда со стороны его наружной поверхности выполнена коническая фаска с размерами, удовлетворяющими соотношению:
L/D= 0,2. . . 0,3,
где L - длина конического участка;
D - диаметр заряда на сопловом торце.

3. Заряд по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на головном торце заряда выполнена коническая фаска, по размерам соответствующая фаске на сопловом торце.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4