заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты

Формула изобретения

1. Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя, включающий топливную шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом, со стороны переднего небронированного торца которой на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки, отличающийся тем, что заряд выполнен бесканальным, армирован металлическими теплопроводящими элементами, и на боковой поверхности заряда удалено бронепокрытие в виде двух диаметрально противоположных пазов, при этом геометрические размеры заряда определены соотношениями







где l - длина паза,

L - полная длина заряда,

d - диаметр заряда,

d₁ - диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия,

b - ширина паза.

2. Заряд по п.1, отличающийся тем, что теплопроводящие элементы выполнены из серебряной проволоки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива, в первую очередь в разгонно-маршевых ракетных двигателях управляемых ракет.

Разгонно-маршевые ракетные двигатели применяются, как правило, в малогабаритных управляемых ракетах типа ПТУР (противотанковая управляемая ракета), МЗУР (малогабаритная зенитная управляемая ракета), запуск которых осуществляется из пусковых труб.

Основные требования, предъявляемые к двигателям малогабаритных управляемых ракет:

- обеспечение высокой скорости;

- обеспечение дальности;

- низкие массогабаритные характеристики;

- двухрежимная работа заряда для обеспечения возможности применения по низколетящим и высотным целям;

- минимальное воздействие на стрелка;

- технологичность производства заряда.

Известны двухрежимные ракетные двигатели [RU 2362036 от 20.07.2009, RU 2390646 от 27.05.2010, RU 2347931 от 27.02.2009, RU 2343302 от 10.01.2009], в которых двухрежимная работа двигателя осуществляется за счет последовательно установленных зарядов первого и второго режимов. Однако за счет применения моноблочного заряда удается в том же объеме двигательной установки разместить на 10-15% топлива больше, чем в варианте с двумя раздельными зарядами, что предпочтительнее.

Известен двухрежимный заряд смесевого ракетного топлива, выполненный в виде моноблока [RU 2374480 от 27.11.2009], оснащенный, по меньшей мере, одним элементом для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива, что позволяет получить высокую скорость ракеты. Каждый элемент для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива ориентирован в объеме заряда СРТ посредством нитевидного элемента из волокнистого материала или металла, один конец которого закреплен во вкладыше, а другой конец закреплен со стороны переднего торца корпуса. Такое техническое решение не является технологичным, так как предполагает наличие дополнительных элементов (вкладыша и передней крышки), изготовление и установка которых требует дополнительных операций. Кроме того, необходимо выполнить еще одну дополнительную операцию - скрепление вкладыша с корпусом, которая требует использования клеящих или герметизирующих материалов для надежной фиксации вкладыша в корпусе двигателя.

Изготовление вкладыша и передней технологической крышки согласно изобретению из пенополиуретана уменьшает массу твердого топлива, что не позволяет получить максимальную дальность стрельбы. В случае, если вкладыш будет изготовлен из твердого ракетного топлива, то для надежного крепления нитевидных элементов такое топливо должно иметь физико-механические характеристики, значительно превышающие физико-механические характеристики топлива основного заряда. Наличие двух видов топлива в заряде резко снижает его технологичность.

Известен заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя противотанковой управляемой ракеты [RU 2282741 от 27.08.2006], который принят за прототип. Заряд обеспечивает двухрежимную работу двигателя.

Общие признаки с прототипом:

- заряд представляет собой шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности;

- со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки.

Недостатки прототипа:

- заряд имеет глухой центральный канал, что снижает коэффициент заполнения топливом камеры двигателя;

- максимальное давление в первоначальный момент работы заряда неблагоприятно при ведении стрельбы с плеча, давление в камере двигателя должно возрастать с минимально возможного значения;

- разгон заряда, принятого за прототип, неэффективен, так как давление в камере падает после старта ракеты. Это недопустимо при применении ракеты по быстролетящим целям;

- в конструкции заряда отсутствует возможность интенсификации горения топлива за счет повышения скорости его горения, что необходимо для достижения требуемых скоростных характеристик ракеты.

Технической задачей изобретения является разработка заряда-моноблока твердого ракетного топлива, обеспечивающего два режима тяги ракетного двигателя, разгонный и маршевый, с обеспечением максимальной дальности, максимальной скорости при минимальных массогабаритных характеристиках и минимальном воздействии на стрелка и высокой технологичности.

Технический результат, достигаемый изобретением, предусматривает получение значения полного импульса силы тяги на первом режиме работы двигателя в пределах 5344,6-5785,9 Н·с, а также наклонной дальности поражения цели не менее 4900 м.

Технический результат изобретения обеспечивается формулой изобретения, согласно которой заряд выполнен в виде шашки моноблока, бронированной по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом, у которой со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки, а также удаление бронепокрытия на боковой поверхности в виде двух диаметрально противоположных пазов. Заряд выполнен бесканальным, армирован металлическими теплопроводящими элементами. Причем геометрические размеры заряда определены соотношениями

где l - длина паза,

L - полная длина заряда,

d - диаметр заряда,

d₁ - диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия по

пазам,

b - ширина паза.

В особенно предпочтительном варианте выполнения заряда теплопроводящие элементы выполнены из серебряной или нержавеющей проволоки.

Изобретение иллюстрируется чертежами и примерами конкретного исполнения. На фиг.1 показан заряд согласно изобретению, на фиг.2 - кривая «давление-время» описываемого заряда.

Заряд (фиг.1) представляет собой бесканальную шашку-моноблок 1 из смесевого твердого ракетного топлива радиально-торцевого горения с диаметром d и полной длиной L, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом 2, со стороны переднего небронированного торца которой на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки с диаметром меньшего основания d₂. Заряд армирован серебряными теплопроводящими элементами 3, закрепленными в бронечехле 2, на боковой поверхности которого выполнены диаметрально противоположные пазы 4 длиной l и шириной b.

Данная конструкция заряда обеспечивает двухрежимную диаграмму тяги в однокамерном двигателе - стартовый и маршевый режим с перепадом тяги Rcт/Rм=3,6, который определяется давлением в камере двигателя на указанных режимах и временем его работы (фиг.2).

Габариты заряда: длина 825_-2 мм, диаметр 63,0_-0,6 мм, диаметр заряда, образованный после конической проточки 35,2 _±1 мм, масса заряда 4,5 кг.

Примеры конкретного исполнения изобретения соответствуют данным, приведенным в пп.1-3 таблицы. Импульс и дальность в указанных примерах соответствуют предъявляемым требованиям.

Заряд работает следующим образом. После срабатывания воспламенителя продукты его горения воспламеняют небронированные поверхности топливной шашки-моноблока. Геометрические характеристики небронированных поверхностей заряда, размеры пазов на боковой поверхности заряда, а также расположение в заряде металлических теплопроводящих элементов выбраны такими, что на стартовом режиме в результате радиально-торцевого горения сгорает все топливо на длине l₁, равной 545 мм, без дегрессивного остатка, и формируется фронт осевого горения с кратерной поверхностью в местах расположения металлических теплопроводящих элементов, который обеспечивает маршевый участок полета.

Высокая стартовая тяга осуществляется за счет радиально-осевого горения оголенной части заряда, маршевая тяга - в результате осевого горения армированного смесевого твердого ракетного топлива (СТРТ). За счет армированного СТРТ заряд обеспечивает высокую плотность заполнения двигателя СТРТ, так как отсутствует центральный канал, а также его высокие энергетические и эксплуатационные характеристики.

Армированное топливо защищается бронепокрытием так, что в определенное время оно горит в радиально-осевом направлении с собственной скоростью горения и затем горит с торца с местной (повышенной) скоростью горения. Это дает возможность в одном заряде иметь скорости горения, отличающиеся в 5-6 раз, то есть реализуется двухрежимная работа заряда.

Таблица - Экспериментальные данные по определению геометрических характеристик заряда
№ , п/п		Полная длина заряда, L, мм	Длина паза, l, мм		Диаметр заряда, d, мм	Диаметр заряда, образованный после удаления бронепокрытия, d 1, мм		Ширина паза, b, мм	Полный импульс силы тяги на первом режиме работы двигателя, Н·с	Наклон ная дальность пораже ния цели, м	Максималь ное давление в камере, Рmах, МПа
1	0,318	825	262	0,960	63,0	60,5	13,1	20,0	5650,6	5100	14,8
2	0,315	823	259	0,959	62,4	59,9	13,1	19,8	5748,7	4950	15,1
3	0,322	824	265	0,957	62,8	60,1	13,3	19,9	5493,6	5000	14,1
4	0,316	825	261	0,960	62,7	60,2	12,9	20,1	5199,3	5100	13,4
5	0,313	825	258	0,958	62,7	60,1	14,2	20,1	4973,7	5050	12,6
6	0,324	824	267	0,958	62,8	60,2	13,4	20,0	5312,6	4700	14,3
7	0,315	823	259	0,962	63,0	60,6	13,0	19,9	5217,9	4950	14,0
8*	0,318	825	262	0,955	62,6	59,8	12,8	20,2	5866,4	4900	16,7
Примечание: * - наблюдалась повышенная отдача и повышенное шумовое воздействие при стрельбе с плеча.