RU2464440C1

RU2464440C1 - Твердотопливный заряд для ракетного двигателя

Info

Publication number: RU2464440C1
Application number: RU2011104929/06A
Authority: RU
Inventors: Алексей Васильевич Козьяков (RU); Алексей Васильевич Козьяков; Владимир Федорович Молчанов (RU); Владимир Федорович Молчанов; Алексей Анатольевич Кислицын (RU); Алексей Анатольевич Кислицын; Владимир Андреевич Андрейчук (RU); Владимир Андреевич Андрейчук; Федор Сергеевич Красильников (RU); Федор Сергеевич Красильников; Елена Юрьевна Филимонова (RU); Елена Юрьевна Филимонова; Александр Николаевич Крестовский (RU); Александр Николаевич Крестовский; Георгий Николаевич Амарантов (RU); Георгий Николаевич Амарантов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"
Priority date: 2011-02-10
Filing date: 2011-02-10
Publication date: 2012-10-20
Also published as: RU2011104929A

Abstract

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой поверхностью. Суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Бронепокрытие боковой поверхности выполнено точечным в углублениях с площадью отдельного точечного бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3,0 мм². Точки бронирования расположены по наружной боковой поверхности заряда на расстоянии друг от друга не менее 3,0 мм. Точечные участки бронирования утоплены в шашку и расположены заподлицо с наружной боковой поверхностью заряда. Изобретение позволяет уменьшить максимальное давление в камере сгорания ракетного двигателя твердого топлива, снизить максимальные размеры бронечастиц, выбрасываемых при его работе, а также снизить вероятность срыва бронепокрытия с поверхности шашки продуктами сгорания. 3 ил.

Description

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

Известны конструкции зарядов для ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), авиационных ракет по патентам: RU 2178092, RU 2221159, RU 2211352, RU 2298109, 2355906.

Известно также, что пуск ракет из-под фюзеляжа самолета-носителя сопряжен с рядом рисков, основными из которых являются:

- заглохание авиационного двигателя за счет "засасывания" факела РДТТ стартующих ракет в воздухозаборник авиационного двигателя (АД).

- попадание в воздухозаборник авиационных двигателей твердых частиц заряда ТРТ ракетного двигателя, а именно частиц бронепокрытия заряда.

Изобретение по пат. RU 2355906, МПК F02K 9/10, заявлено 04.10.2007 г., опубл. 20.05.2009 г. принято авторами за прототип.

Недостатками конструкции аналогов и прототипа являются:

- наличие в продуктах сгорания (ПС) частиц заряда массой до 1,5 г, воздействие которых на лопатки компрессора АД существенно снижает рабочий ресурс АД:

- ограниченные возможности конструкции прототипа для обеспечения требуемых зависимостей Р(τ) для РДТТ (Р - давление в камере сгорания РДТТ, τ - время).

Технической задачей изобретения является создание твердотопливного заряда для ракетного двигателя, например авиационной ракеты, обеспечивающего высокую эффективность РД ракеты, повышенную безопасность боевого применения ракеты для самолета-носителя с обеспечением повышенного рабочего ресурса АД самолета-носителя, за счет минимального выброса частиц бронепокрытия заряда ТРТ массой не более 0,02 г.

Технический результат изобретения заключается в создании заряда твердого ракетного топлива (Фиг.1) для ракетного двигателя, при этом заряд выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной наружной боковой поверхностью, при этом суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению

S_бр>S_o-χ_пор·F_св,

где S_бр - суммарная площадь бронепокрытия,

S_o - площадь поверхности горения заряда,

χ_пор - пороговое значение параметра профессора Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива,

F_св - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда, отличающегося тем, что бронепокрытие выполнено в углублениях с площадью отдельного "точечного" бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3,0 мм², при этом точки бронирования расположены по наружной боковой поверхности заряда на расстоянии (L) друг от друга не менее 3,0 мм, причем точечные участки бронирования утоплены в шашку на глубину, заподлицо с наружной боковой поверхностью заряда.

Патентуемая конструкция заряда позволяет реализовать оптимальную, в зависимости от назначения РДТТ и ракеты, зависимость (Фиг.2) "давление - время" Р(τ) в части по Р_max для РДТТ не только для авиационных ракет, но и для ракет других классов.

Изобретение поясняется графическими материалами

Фиг.1 Патентуемая конструкция канального твердотопливного заряда с "точечным" бронированием по боковой поверхности:

1 - шашка ТРТ;

2 - канал;

3 - отдельное "точечное" бронепокрытие (размеры "точечного" бронепокрытия условно увеличены);

L - расстояние между "точечным" бронепокрытием.

Фиг.2 Зависимости Р(τ) давление - время патентуемой конструкции и прототипа:

P_{max 1} - максимальное давление в РДТТ заряда без "точечного" бронепокрытия.

P_{max 2} - максимальное давление в РДТТ для патентуемой конструкции.

Фиг.3 Характер выгорания ТРТ заряда с "точечным" бронепокрытием:

1 - шашка ТРТ;

2 - канал;

4 - эквидистантные поверхности.

Пример реализации патентуемой конструкции

Опытный образец патентуемой конструкции заряда изготовлен из баллиститного быстрогорящего ТРТ с размерами заряда:

- длина - 1200 мм

- наружный диаметр - 120 мм

- диаметр канала - 40 мм

- "точечное" бронирование боковой поверхности осуществлялось - в виде "точечных" бронировок, размещенных в углублениях по наружной боковой поверхности заряда.

Сущность изобретения (Фиг 3) заключается в целенаправленном учете эффекта кратковременного вырождения "точечно" бронированных поверхностей заряда и их влияния на результирующую поверхность горения и минимального их влияния, например, на искажение нейтральной зависимости Р(τ). По сути патентуемая конструкция позволяет помимо нейтральной зависимости Р(τ) обеспечить существенное снижение величины P_max (Фиг.2) при выходе РДТТ на рабочий режим с обеспечением как нейтральной, так и другой программированной зависимости Р(τ).

Заглубление бронепокрытия в заряд и выполнение его заподлицо с наружной боковой поверхностью (Фиг.3) повышает эффективность "точечного" бронирования за счет уменьшения вероятности смыва (срыва) бронепокрытия с поверхности шашки ТРТ ПС воспламенителя и заряда ТРТ.

Сущность и отличительные признаки патентуемого изобретения заключаются:

1. В осуществлении "точечного" (локального) бронирования поверхности заряда.

2. В осуществлении площади S⁰ _бр отдельного "точечного" бронепокрытия в пределах: S⁰ _бр - 0,5…3,0 мм².

При этом при площади отдельного "точечного" бронепокрытия S⁰ _бр<0,5 мм² высока вероятность срыва (смыва, вымыва) "точечного бронепокрытия", с поверхности заряда газовым потоком от срабатывания воспламенителя и дополнительным газопритоком от горящих поверхностей заряда ТРТ за счет малой площади скрепления "точечного" бронепокрытия с поверхностью шашки заряда ТРТ, т.е. эффект "точечного" бронирования может не сработать в полном объеме. При площади отдельного "точечного" бронепокрытия S_бр>3,0 мм² уменьшается эффект "точечного" бронирования заряда, затрудняется осуществление программированной зависимости Р(τ) в требуемом объеме.

3. Расстояния (L) между "точечными" бронепокрытиями не менее 3 мм, что обусловлено необходимостью обеспечения строго-геометрического горения по эквидистантным поверхностям заряда ТРТ с учетом технологических допусков изготовления зарядов в производственных условиях.

Суть "точечного" бронирования применительно к конструкциям вкладных зарядов ТРТ - заключается в использование эффекта "быстрого" вырождения горящих поверхностей заряда под "точками бронепокрытия", обусловленного основным признаком горения ТРТ, а именно горения по эквидистантным поверхностям.

Патентуемая конструкция заряда ТРТ работает следующим образом. Под действием воспламенителя (инициатора) воспламеняется небронированная поверхность заряда. Горение заряда происходит по эквидистантным поверхностям, что позволяет реализовать требуемую зависимость Р(τ).

Положительный эффект изобретения - повышение эффективности, надежности и безопасности при пусках авиационных ракет из-под фюзеляжа самолета-носителя, повышение рабочего ресурса АД.

Максимальные размеры выбрасываемых бронечастиц из РДТТ с конструкцией заряда по патентуемому решению не превышали 0,02 г.

Claims

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя, выполненный в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной наружной боковой поверхностью, при этом суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению
S_бр>S_o-χ_пор·F_св,
где S_бр - суммарная площадь бронепокрытия;
S_o - площадь поверхности горения заряда;
χ_пор - пороговое значение параметра профессора Ю.А. Победоносцева для твердого ракетного топлива;
F_св - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда, отличающийся тем, что бронепокрытие выполнено в углублениях с площадью отдельного "точечного" бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5…3,0 мм², при этом точки бронирования расположены по наружной боковой поверхности заряда на расстоянии (L) друг от друга не менее 3,0 мм, причем точечные участки бронирования утоплены в шашку на глубину заподлицо с наружной боковой поверхностью заряда.