Заряд твердого ракетного топлива

Предлагаемая полезная модель относится к области ракетной техники, а именно к конструкции заряда двигателя твердого ракетного топлива (ТРТ) и может быть использована для тактических и крылатых ракет. Заряд твердого ракетного топлива, скрепленный с корпусом теплозащитным покрытием (ТЗП), центральный канал заряда звездообразного сечения расширяется к сопловому торцу по сферической поверхности, вогнутой во внутреннюю полость канала, при этом радиус этой сферической поверхности R_сф составляет (0,55÷0,8) диаметра заряда D_з, а на переднем торце заряда выполнены равномерно расположенные по окружности, чередующиеся с перемычками, проточки, суммарная длина которых по дуге L_п составляет (1,0÷1,5) диаметра окружности середины проточек d_п, ширина каждой проточки b_п составляет (0,03÷0,05) диаметра окружности середины проточки d_п, глубина проточки составляет (0,05÷0,06) диаметра окружности середины проточки d_п. Предлагаемое техническое решение позволяет повысить минимальную тягу, суммарный импульс тяги за полное время работы с увеличением дальности полета ракеты, а также обеспечить бездефектное изготовление самого заряда и повысить надежность его работы.

Предлагаемая полезная модель относится к области ракетной техники, а именно к зарядам двигателя твердого топлива (РДТТ), скрепленным с корпусом теплозащитным покрытием (ТЗП), со звездообразным каналом, и может найти широкое применение для стартовых и маршевых двигателей тактических и крылатых ракет.

Известны заряды, скрепленные с корпусом РДТТ, с центральным каналом звездообразной формы - патент США 4442666 кл. 102-90, патенты РФ 2125175, 2248458, 2317433 МПК F02K 9/18, статья "Эрозионное горение в РДТТ" в Экспресс-информации "Астронавтика и ракетодинамика" 38 1991 г. ВИНИТИ г.Москва.

Существенными признаками аналогов являются звездообразный профиль канала заряда, в котором вершины каждой пары соседних щелей канала сопряжены дугой окружности, и коническое канала расширение к сопловому торцу.

Недостатком их является то, что не обеспечивается выполнение требований по минимальной тяге в начальный момент времени, а также по величине суммарного импульса тяги за полное время работы заряда. Это ставит под угрозу безопасность отрыва ракеты от носителя и обеспечение заданной дальности полета ракеты при сохранении общих габаритов.

Наиболее близкой предлагаемой полезной модели является конструкция по патенту РФ 2317433 МПК F02K 9/18 (заявка от 29.06.2006 г., опубликовано 20.02.2008 г.), принятая за прототип.

Задачей настоящей полезной модели является повышение минимальной тяги и суммарного импульса тяги, а следовательно, повышение дальности полета и надежности ракеты в целом.

Технический результат достигается за счет конструктивных изменений в заряде твердого топлива, скрепленного теплозащитным покрытием с корпусом ракетного двигателя и имеющего центральный канал звездообразного сечения: расширение канала выполнено по сферической поверхности, вогнутой во внутреннюю полость канала, радиус которой R_сф=(0,55÷0,8)D _з, где D_з - диаметр заряда, а на переднем торце заряда выполнены проточки, чередующиеся с перемычками, в количестве от 8 до 12 штук, равномерно расположенные по дуге окружности, при этом суммарная длина дуг окружностей середины проточек L _п=(1,0÷1,5)d_п, ширина проточки точки b_п=(0,03÷0,05)d_п и глубина проточки l_п=(0,05÷0,06)d_п, где d_п - диаметр окружности середины проточек.

Сущность предлагаемой полезной модели представлена

на Фиг.1, где

1 - заряд твердого ракетного топлива;

2 - корпус с теплозащитным покрытием (ТЗП);

3 - центральный канал звездообразного сечения;

4 - конический участок (по прототипу);

5 - сферический участок;

6 - проточка;

D_з - диаметр заряда по топливу;

R_сф - радиус сферического участка;

на Фиг.2, где

6 - проточка;

К - контактная поверхность;

d_п - диаметр окружности середины проточек;

b_п - ширина проточек;

l _п - глубина проточек;

на Фиг.3, где

6 - проточки;

7 - перемычки;

L _п - длина дуги одной проточки.

Заряд (Фиг.1) представляет собой моноблок твердого ракетного топлива 1, скрепленный с корпусом теплозащитным покрытием (ТЗП) 2, с открытыми торцами, цилиндрической наружной поверхностью, центральным каналом звездообразного сечения 3, расширяющимся к сопловому торцу по сферической поверхности 5, вогнутой во внутреннюю полость канала.

Предлагаемое техническое решение позволяет увеличить недостающую массу заряда, а, следовательно, повысить минимальную тягу и суммарный импульс тяги за полное время работы на ~2,85%.

Кроме того, для зарядов со звездообразным каналом характерно наличие в начальный момент времени работы эрозионных пиков давления и тяги, обусловленных повышенной скоростью горения топлива и истечения продуктов его сгорания. Предлагаемая замена позволяет улучшить обтекание поверхности, образованной пересечением звездообразного канала и сферического расширения канала. Интенсивность эрозионного горения снижается, горение топлива заряда стабилизируется, повышается надежность заряда.

Радиус сферического участка R_сф выбран из оптимального геометрического соотношения: 0,55R_сф/D_з0,8, где D_з - диаметр заряда.

Для обеспечения требуемого времени выхода ракетного двигателя на режим необходимо увеличение начальной поверхности горения топлива, для чего на переднем торце заряда выполнены проточки (выемки) 6, равномерно расположенные по дуге окружности (Фиг.2), чередующиеся с перемычками 7 (Фиг.3). При этом количество и размеры проточек (выемок) 6 и перемычек 7 выбирается исходя из требований необходимого прироста поверхности горения (их должно быть не менее 8), минимального снижения массы топлива заряда (их должно быть не более 12).

Суммарная длина дуг окружности середины проточек L_п на переднем торце заряда определена из условия:

L_п=(0,3÷0,5)d_п, где

d_п - диаметр окружности середины проточек,

L_п - суммарная длина дуг окружности середины проточек.

Для оптимизации размеров проточек существуют 2 ограничения:

- минимальное снижение массы топлива (размеры проточек должны быть минимальными);

- контроль отсутствия отслоений на контактной поверхности К (размеры проточек должны быть максимальными).

Объединяя обе эти задачи, определяем размеры каждой проточки: для минимального снижения массы топлива ширина проточки должна соответствовать условию b_п5 мм, глубина проточки должна быть достаточной для визуального контроля контактной зоны К, т.е. l_п8 мм. Исходя из этих требований

L_п=(1,0÷1,5)d_п

b _п=(0,03÷0,05)d_п

l_п =(0,05÷0,06)d_п

С применением предложенных конструктивных изменений изготовлены и испытаны 3 партии зарядов в заводских условиях ФКП «ППЗ». Качество зарядов, результаты испытаний удовлетворяют требованиям документации.

Заряд твердого ракетного топлива, скрепленный теплозащитным покрытием с корпусом ракетного двигателя и имеющий центральный канал звездообразного сечения, отличающийся тем, что расширение канала выполнено по сферической поверхности, вогнутой во внутреннюю полость канала, радиус которой R_сф=(0,55÷0,8)D _з, где D_з - диаметр заряда, а на переднем торце заряда выполнены проточки, чередующиеся с перемычками, в количестве от 8 до 12 штук, равномерно расположенные по дуге окружности, при этом суммарная длина дуг окружностей середины проточек L _п=(1,0÷1,5)d_п, ширина проточки b _п=(0,03÷0,05)d_п и глубина проточки l _п=(0,05÷0,06)d_п, где d_п - диаметр окружности середины проточек.