RU2483049C2 - Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива - Google Patents
Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2483049C2 RU2483049C2 RU2011130579/04A RU2011130579A RU2483049C2 RU 2483049 C2 RU2483049 C2 RU 2483049C2 RU 2011130579/04 A RU2011130579/04 A RU 2011130579/04A RU 2011130579 A RU2011130579 A RU 2011130579A RU 2483049 C2 RU2483049 C2 RU 2483049C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charges
- gas generator
- pressure
- burning rate
- solid rocket
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title description 8
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 16
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000002156 mixing Methods 0.000 claims abstract description 4
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 14
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 claims description 14
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 14
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 7
- 239000004570 mortar (masonry) Substances 0.000 abstract description 7
- 238000010327 methods by industry Methods 0.000 abstract 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 4
- 238000012935 Averaging Methods 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 3
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 2
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 2
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 238000000265 homogenisation Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 239000002994 raw material Substances 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники. Заявлен способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору (катапультного) минометного старта ракеты, включающий смешение компонентов топлива и формование прессованием партии зарядов. Перед комплектацией шашек в заряды, удовлетворяющие заданным требованиям, комплектуют образцы зарядов, обеспечивающих верхнее требуемое значение импульса давления при минимально возможной скорости горения. Затем определяют скорость горения полученных образцов зарядов в рабочем диапазоне температур и давлений газогенератора. По полученной скорости горения определяют количество шашек в образцах зарядов, при которой обеспечиваются верхнее и нижнее значения импульса давления. Изготавливают такие образцы зарядов, проводят их огневые стендовые испытания, получают зависимость «давление-время» и по ней определяют импульс давления. Если полученные значения импульсов удовлетворяют требуемым, проводят комплектацию партии зарядов. А если полученные значения не удовлетворяют требуемым, то проводят корректировку комплектации до достижения значений импульса давления при верхней и нижней границах температурного диапазона, удовлетворяющих заданным требованиям. 2 ил.
Description
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 «ν» 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 (Jp), определяющего требуемый режим минометного старта ракеты (Фиг.1).
Фиг.1. «Трубка» требуемых импульсов давления (Jp), 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 Lном, исходя из скорости горения ТРТ, в выполнении на передовых образцах зарядов длины шашек Lвepx>Lном, Lниз<Lном, проведении предварительных ОСИ ГГ с этими зарядами при граничных температурах эксплуатации с регистрацией зависимости «давление-время» р(τ) 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(τ) в камере сгорания ГГ. На отдельно отформованных образцах зарядов из ТРТ, используемого для шашек ГГ, определяют скорость горения (UППД) ТРТ в приборе постоянного давления (ППД) в рабочем диапазоне температур и давлений ГГ, с учетом которой определяют количество шашек (Nном) для обеспечения верхнего 
и нижнего 
значений импульса давления, после чего комплектуют из отформованных шашек партии передовой образец заряда с количеством шашек (Nном), проводят огневое стендовое испытание передового образца с количеством шашек Nном 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 (pcp) и рассчитывают коэффициент U1 с учетом соотношения:
и вычисляют приведенную скорость горения твердого ракетного топлива по формуле:
где αТ - температурный градиент скорости горения;
Тф - фактическая начальная температура заряда при огневом стендовом испытании;
pcp - среднее давление в камере сгорания газогенератора при огневом стендовом испытании передового образца;
U1 - коэффициент в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива;
ν - показатель степени в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива.
Полученное значение Uф используют для уточнения количества шашек в заряде по соотношению:
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.
Claims (1)
- 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 Nном для обеспечения верхнегои нижнего
значений импульса давления, комплектуют из отформованных шашек партии в передовой образец заряда и проводят огневое стендовое испытание передового образца с количеством шашек Nном 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 (Рср) и рассчитывают коэффициент U1 с учетом соотношения:
и вычисляют приведенную скорость горения твердого ракетного топлива по формуле:
где αт - температурный градиент скорости горения;
Тф - фактическая начальная температура заряда при огневом стендовом испытании;
рср - 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;
υ - показатель степени в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива,
полученное значение Uф используют для уточнения количества шашек в заряде по соотношению:
после чего проводят огневые приемосдаточные испытания партии зарядов на соответствие требованиям технической документации.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011130579/04A RU2483049C2 (ru) | 2011-07-21 | 2011-07-21 | Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011130579/04A RU2483049C2 (ru) | 2011-07-21 | 2011-07-21 | Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011130579A RU2011130579A (ru) | 2013-01-27 |
| RU2483049C2 true RU2483049C2 (ru) | 2013-05-27 |
Family
ID=48792116
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011130579/04A RU2483049C2 (ru) | 2011-07-21 | 2011-07-21 | Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2483049C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118206416A (zh) * | 2022-12-17 | 2024-06-18 | 河南北方红阳机电有限公司 | 一种双向组合群模精密压药工艺方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1999001578A1 (en) * | 1997-07-01 | 1999-01-14 | Lorne Park Research, Inc. | Assaying nucleotides in solution using a fluorescent intensity quenching effect |
| US6101808A (en) * | 1998-05-29 | 2000-08-15 | Orbital Technologies Corporation | Cryogenic solid hybrid rocket engine and method of propelling a rocket |
| RU2179543C2 (ru) * | 2000-04-24 | 2002-02-20 | Государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт полимерных материалов | Способ изготовления зарядов смесевого ракетного твердого топлива |
| US6508177B1 (en) * | 1999-09-13 | 2003-01-21 | The Ensign-Bickford Company | Explosives with embedded bodies |
| RU2300513C2 (ru) * | 2005-07-18 | 2007-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Способ изготовления заряда баллиститного твердого топлива (варианты) |
-
2011
- 2011-07-21 RU RU2011130579/04A patent/RU2483049C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1999001578A1 (en) * | 1997-07-01 | 1999-01-14 | Lorne Park Research, Inc. | Assaying nucleotides in solution using a fluorescent intensity quenching effect |
| US6101808A (en) * | 1998-05-29 | 2000-08-15 | Orbital Technologies Corporation | Cryogenic solid hybrid rocket engine and method of propelling a rocket |
| US6508177B1 (en) * | 1999-09-13 | 2003-01-21 | The Ensign-Bickford Company | Explosives with embedded bodies |
| RU2179543C2 (ru) * | 2000-04-24 | 2002-02-20 | Государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт полимерных материалов | Способ изготовления зарядов смесевого ракетного твердого топлива |
| RU2300513C2 (ru) * | 2005-07-18 | 2007-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Способ изготовления заряда баллиститного твердого топлива (варианты) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118206416A (zh) * | 2022-12-17 | 2024-06-18 | 河南北方红阳机电有限公司 | 一种双向组合群模精密压药工艺方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Cooper | Comments on TNT equivalence | |
| SE531392C2 (sv) | Förfarande för superkomprimerad detonation och anordning för åstadkommande av en sådan detonation | |
| CN114252269A (zh) | 一种构建爆轰波侧向膨胀弱约束边界的装置与方法 | |
| CN110761898B (zh) | 一种利用微尺度螺旋通道产生超焓爆轰的装置 | |
| US20190242330A1 (en) | Fuel detonation combustion pulse device | |
| Kalina | Turbine engine with detonation combustion chamber in institute of aviation | |
| RU2333190C1 (ru) | Способ изготовления партии малогабаритных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору катапультного устройства ракеты | |
| RU2180049C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
| Xiao et al. | Effect of storage temperature on explosion characteristics of RDX-based thermobaric explosive | |
| RU2723873C1 (ru) | Способ изготовления заряда твёрдого топлива | |
| Li et al. | Modification of axial distribution of fragment velocity in preformed fragmentation warheads | |
| CN103134899A (zh) | 一种纳米铝粉燃烧性能测试方法 | |
| CN115795925A (zh) | 基于反应气体爆轰驱动的二级轻气炮炮口速度计算方法 | |
| RU145235U1 (ru) | Модель однокамерного двухрежимного реактивного двигателя | |
| Baker | Laboratory setback activators and explosive suitability for gun launch | |
| RU2011130579A (ru) | Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива | |
| RU2341755C2 (ru) | Газодинамический источник давления | |
| RU2434832C1 (ru) | Способ изготовления заряда баллиститного твердого ракетного топлива | |
| CN115879393B (zh) | 一种反应气体爆轰驱动火炮的安全性评估方法 | |
| Baker et al. | Gun launch and setback actuators | |
| Peng et al. | Experiment and instantaneous driving simulation of explosion dispersion process of central tube for submunition | |
| Habera et al. | The study on combustion of propellants in airborne conditions | |
| Goga et al. | A quantitative method of comparative assessment of primers ignition performances | |
| CN201408185Y (zh) | 测量烟火药发射力的臼炮 | |
| MATACHE et al. | Thermal Transfer Analysis in Classical Weapon Systems |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190722 |