RU2111447C1

RU2111447C1 - Self-destroying device of solid-propellant rocket

Info

Publication number: RU2111447C1
Application number: RU95104691A
Authority: RU
Inventors: В.Д. Смирнов; Ю.Ю. Махонин; Б.И. Фещенко; Л.Д. Власов
Original assignee: Конструкторское бюро машиностроения
Priority date: 1995-03-31
Filing date: 1995-03-31
Publication date: 1998-05-20
Also published as: RU95104691A

Abstract

FIELD: destruction of rockets in estimated time in the conditions of test grounds limited in range. SUBSTANCE: device has a bursting capsule with a charge installed in the cavity of solid-propellant charge. The cavity is formed on the side of the front end face of solid- propellant charge and has an inhibiting in the form of a sleeve of heat-shield material cemented in its bottom part. Radial gas-conduit holes connecting the cavity of the bursting capsule to the cavity of the solid-propellant charge are made in the bursting capsule on the side of the sleeve open end. EFFECT: enhanced reliability. 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной техникое и может быть использовано для прекращения полета ракеты с твердотопливным двигателем на расчетном времени, что бывает необходимо, например, в условиях ограниченных по дальности полигонов. The invention relates to rocket technology and can be used to terminate the flight of a rocket with a solid fuel engine at the estimated time, which is necessary, for example, in conditions of limited range ranges.

Известен ракетный двигатель твердого топлива (патент ФРГ N 1264869 кл. 46 g 1/01), в котором коаксиально основному заряду установлен дополнительный заряд, служащий для организации выхода на режим горения основного заряда в начальный период его работы, причем срабатывание дополнительного заряда происходит от воспламенителя ракетного двигателя. A rocket engine of solid fuel is known (German patent N 1264869 class 46 g 1/01), in which an additional charge is installed coaxially with the main charge, which serves to organize the exit to the main charge combustion mode in the initial period of its operation, and the additional charge is triggered by an igniter rocket engine.

В известном двигателе срабатывание дополнительного заряда идет от воспламенителя ракетного двигателя. Размещение этого дополнительного заряда уменьшает полезный объем камеры сгорания двигателя и усложняет его конструкцию. In the known engine, an additional charge is triggered by a rocket engine igniter. The placement of this additional charge reduces the useful volume of the combustion chamber of the engine and complicates its design.

Известен снаряд с самоликвидацией (заявка ФРГ N 3919314 кл. 42 B 12/58), который имеет самоликвидируемый корпус и большое число размещенных в нем действующих элементов, установленных вдоль внутренней стенки корпуса снаряда со свободно оставленным запальным каналом. Эти элементы имеют действующие заряды, которые пиротехнически воспламеняются через запальный канал от внешнего заряда воспламенителя. На участке, обращенном к центральному запальному каналу, элементы имеют пиротехнически воспламеняемый взрыватель замедленного действия, доходящий до действующих зарядов. Known self-liquidating projectile (application Germany N 3919314 CL. 42 B 12/58), which has a self-liquidating body and a large number of active elements placed in it, installed along the inner wall of the shell with a freely left ignition channel. These elements have effective charges, which pyrotechnically ignite through the ignition channel from the external igniter charge. In the area facing the central firing channel, the elements have a pyrotechnically flammable delayed fuse, reaching the current charges.

В известном устройстве самоликвидации действующие заряды, участвующие в самоликвидации снаряда, срабатывают по времени от пиротехнически воспламеняемого взрывателя замедленного действия, а внешний заряд служит только для инициирования взрывателей. Устройство самоликвидации усложнено за счет наличия большой цепочки от выдачи команды на ликвидацию до подрыва. В цепочку входят: устройства выдачи команды и коммутации, взрыватель с замедлителем, что снижает надежность самоликвидации. In the known self-destruction device, the active charges involved in the self-destruction of the projectile are triggered in time by a pyrotechnically ignited delayed fuse, and the external charge serves only to initiate fuses. The self-liquidation device is complicated due to the presence of a large chain from issuing a liquidation command to undermining. The chain includes: command and switching devices, a fuse with a moderator, which reduces the reliability of self-destruction.

За прототип выбрана противоградовая ракета ПГИ-М (см. Бибилашвили Н.Ш., Бурцев И.И., Серегин Ю.А., Руководство по организации и проведению противоградовых работ, Л.:, Гидрометеоиздат 1981, с.42, рис.4 и 6). The anti-hail missile PGI-M was selected for the prototype (see Bibilashvili N.Sh., Burtsev I.I., Seregin Yu.A., Guide for the organization and conduct of anti-hail operations, L.: Hydrometeoizdat 1981, p. 42, Fig. 4 and 6).

Известная ракета ПГИ-М после выполнения ею заданной функции при задействовании ликвидатора разрушается на безопасные осколки. Задействование ликвидатора дублируется инерционным механизмом. Использование отдельного узла ликвидатора и двух самостоятельных устройств его задействования (для повышения надежности) приводит к значительному усложнению всего устройства ликвидации ракеты. Бывают случаи, когда не требуется разрыв ракеты на безопасные осколки, а достаточно прекратить ее полет, разрушив на отдельные части. Это может быть достигнуто за счет использования твердотопливного двигателя с самоликвидацией. The well-known PGI-M missile, after fulfilling its assigned function when the liquidator is activated, is destroyed into safe fragments. The intervention of the liquidator is duplicated by an inertial mechanism. The use of a separate liquidator unit and two independent devices for its use (to increase reliability) leads to a significant complication of the entire missile elimination device. There are times when it is not necessary to break a rocket into safe fragments, but rather stop its flight, destroying it in separate parts. This can be achieved through the use of a solid fuel engine with self-destruction.

Техническим эффектом от использования предложения является повышение надежности самоликвидации твердотопливного ракетного двигателя. Это достигается выполнением в заряде твердотопливного ракетного двигателя по оси со стороны переднего торца заряда цилиндрической глухой полости, в которой установлена разрывная капсула устройства самоликвидации, снабженная радиальными газоходными отверстиями (газоходом). Между днищем полости (задней частью полости) твердотопливного заряда и задним концом разрывной капсулы вклеен элемент бронировки донной части полости твердотопливного заряда, выполненный в виде стакана из теплозащитного материала, при этом радиальные газоходные отверстия расположены со стороны открытого торца стакана и соединяют полости твердотопливного заряда и дополнительного заряда. The technical effect of using the proposal is to increase the reliability of self-liquidation of a solid propellant rocket engine. This is achieved by performing in the charge of a solid propellant rocket engine axially from the front end of the charge of a cylindrical deaf cavity, in which a bursting capsule of a self-liquidation device is installed, equipped with radial gas holes (gas duct). Between the bottom of the cavity (the back of the cavity) of the solid propellant charge and the rear end of the bursting capsule, a bronze element of the bottom of the solid propellant cavity is made in the form of a cup made of heat-shielding material, while the radial gas holes are located on the side of the open end of the cup and connect the cavity of the solid propellant charge and additional charge.

На фиг. 1 показан общий вид ракеты, имеющей в составе твердотопливный двигатель с самоликвидацией; на фиг.2 - фрагмент двигателя с элементами самоликвидации; на фиг.3 - поперечный разрез двигателя с самоликвидацией. In FIG. 1 shows a general view of a rocket having a self-liquidating solid-fuel engine; figure 2 is a fragment of an engine with self-destruction elements; figure 3 is a cross section of a self-liquidating engine.

Ракета, фиг. 1, состоит из головной части 1, твердотопливного ракетного двигателя 2, в котором размещен твердотопливный заряд 3 торцевого горения, забронированный по наружной поверхности бронировкой 4, фиг.2, и может иметь для повышения собственной скорости горения теплопроводящие проволочки 5. В заряде 3 образована со стороны его переднего торца полость 6, в которой установлена разрывная капсула, включающая гильзу 7 с размещенным в ней дополнительным зарядом 8. В гильзе 7 выполнены радиальные газоходные отверстия 9, фиг. 3, соединяющие полости заряда 3 и дополнительного заряда 8.Между днищем полости заряда 3 и дном разрывной капсулы установлен элемент бронировки, выполненный в виде теплозащитного стакана 10 заданной длины В, изготовленный из стеклопластикового прессовочного материала АГ-4В (ГОСТ 20473-75). Стакан 10 вклеен в заряд 3 с помощью компаунда К-139 (ТУ 6-05-1075-85). Радиальные газоходные отверстия в гильзе 7 расположены со стороны открытого торца стакана 10. Разрывная капсула включает и крышку 11, которая прочно скреплена с зарядом 3 с помощью компаунда К-139, соединена с гильзой 7 отрывной стяжкой 12 с возможностью отрыва по ее резьбовой части 13. Для проверки надежности склеивания крышки 11 с зарядом 3, в ней выполнено технологическое отверстие 14, в которое установлена пробка 15 с прокладкой 16. Радиальные газоходные отверстия 9 для исключения высыпания дополнительного заряда насыпного пороха перекрыты фольгой 17, сгорающей или прорывающейся при непосредственном воздействии газов заряда 3. Одно из радиальных газоходных отверстий оставлено не закрытым фольгой 17 для проверки герметичности склеивания крышки 11 с зарядом 3. Rocket, fig. 1, consists of a head part 1, a solid propellant rocket engine 2, in which a solid-fuel end-combustion charge 3 is placed, reserved on the outer surface by a reservation 4, FIG. 2, and may have heat-conducting wires 5. In charge 3, it is formed with the sides of its front end, a cavity 6 in which a bursting capsule is installed, including a sleeve 7 with an additional charge 8 placed therein. Radial gas passage openings 9 are made in the sleeve 7, FIG. 3, connecting the cavity of charge 3 and the additional charge 8. Between the bottom of the cavity of charge 3 and the bottom of the bursting capsule there is an armor element made in the form of a heat-protective glass 10 of a given length B made of fiberglass pressing material AG-4V (GOST 20473-75). The glass 10 is glued to the charge 3 using the K-139 compound (TU 6-05-1075-85). Radial gas holes in the sleeve 7 are located on the side of the open end of the glass 10. The bursting capsule also includes a lid 11, which is firmly bonded to the charge 3 using the compound K-139, connected to the sleeve 7 by a tear-off coupler 12 with the possibility of tearing along its threaded part 13. To check the bonding reliability of the cover 11 with a charge of 3, a technological hole 14 is made in it, into which a plug 15 with a gasket 16 is installed. Radial gas holes 9 to prevent the precipitation of an additional charge of bulk powder are covered with foil 17 minutes, erupting from burning or by direct exposure of the charge 3. One gas flue of the radial holes is not left closed foil 17 for leak testing of the lid 11 with adhesive charge 3.

Самоликвидация твердотопливного двигателя происходит следующим образом. Перед запуском ракеты на полигоне задается необходимое время с учетом температур от +50^oC до -50^oC, изготавливается твердотопливный заряд 3 с полостью, в которую устанавливается разрывная капсула и бронирующий стакан 10 необходимой длины В. При использовании заряда 3 с теплопроводящими проволочками 5 кратерное горение заряда 3 происходит до достижения стакана 10, после чего скорость горения заряда 3 снижается до собственной скорости горения и выгорание заряда 3 идет на заданную длину В, что и определяет суммарное время работы двигателя, после чего газы заряда 3 проникают в полость 6, а затем через радиальные отверстия 9 проникают к дополнительному заряду 8, который воспламеняется. В разрывной капсуле создаются повышенные давление и температура. Высокотемпературные газовые струи, истекающие из радиальных газоходных отверстий гильзы 7 на остатки топлива заряда 3, создают дополнительные поверхности горения заряда 3. Все более возрастающее давление во внутренней полости гильзы 7 создает отрывающее усилие по резьбовой части 13 отрывной стяжки 12. Происходит разрыв капсулы по месту стыка гильзы 7 и крышки 11 с интенсивным расходом газов дополнительного заряда 8, направленных на остатки топлива заряда 3 с образованием массы осколков твердого топлива заряда 3. К имеющемуся давлению газа в камере сгорания двигателя 2 суммируется давление газов, создаваемое при горении дополнительного заряда 8 и осколков заряда 3, полученных при перемещении гильзы 7. Происходит резкий подъем давления в камере двигателя и его разрушение, т.е. самоликвидация двигателя. В результате разрушения двигателя происходит ухудшение аэродинамических характеристик ракеты, резко падают скорость и дальность ее полета.Self-liquidation of a solid fuel engine is as follows. Before launching a rocket at the training ground, the required time is set taking into account temperatures from +50 ^o C to -50 ^o C, a solid fuel charge 3 is made with a cavity into which a bursting capsule and an armor cup 10 of the required length B are installed. When using charge 3 with heat-conducting wires 5 crater combustion of charge 3 occurs before reaching cup 10, after which the burning rate of charge 3 decreases to its own burning rate and charge 3 burns out to a predetermined length B, which determines the total engine operating time, after h its gases of charge 3 penetrate into the cavity 6, and then through radial holes 9 penetrate to the additional charge 8, which is ignited. Elevated pressure and temperature are created in the bursting capsule. High-temperature gas jets flowing from the radial gas holes of the sleeve 7 to the remaining fuel of charge 3 create additional combustion surfaces of the charge 3. Increasingly increasing pressure in the inner cavity of the sleeve 7 creates a tearing force along the threaded portion 13 of the tear-off coupler 12. The capsule ruptures at the junction sleeves 7 and covers 11 with an intensive consumption of gases of an additional charge 8 directed to the residues of fuel charge 3 with the formation of a mass of fragments of solid fuel charge 3. To the existing gas pressure in As the combustion engine 2 is summed pressure of gases produced during combustion of the additional charge 8 and charge 3 fragments obtained by moving the sleeve 7 there is an abrupt pressure rise in the chamber and its destruction, i.e. self-destruction of the engine. As a result of the destruction of the engine, the aerodynamic characteristics of the rocket deteriorate, its speed and range fall sharply.

Ракеты с самоликвидирующимися твердотопливными двигателями требуются на полигонах с ограниченной дальностью. Self-liquidating solid-propellant rockets are required at firing ranges with a limited range.

Изобретение позволяет повысить надежность самоликвидации твердотопливного ракетного двигателя. The invention improves the reliability of self-liquidation of a solid propellant rocket engine.

На объект изобретения разработана техническая документация, изготовлены опытные образцы, которые прошли стендовые и летные испытания с положительными результатами. The technical documentation was developed for the object of the invention, prototypes were manufactured that passed bench and flight tests with positive results.

Claims

A solid-fuel rocket self-destruction device containing a bursting capsule with a charge, characterized in that the bursting capsule with a charge is installed in the cavity of the solid propellant charge of the engine formed on the side of its front end and having an armor in the form of a glass made of heat-protective material glued into its bottom part when this in the explosive capsule from the side of the open end of the glass made radial gas holes connecting its cavity with the cavity of the solid propellant charge of the engine.