RU2289036C2

RU2289036C2 - Твердотопливный газогенератор для катапультного устройства ракеты

Info

Publication number: RU2289036C2
Application number: RU2005104915/06A
Authority: RU
Inventors: Василий Тихонович Никитин (RU); Василий Тихонович Никитин; ков Алексей Васильевич Козь (RU); Алексей Васильевич Козьяков; Владимир Федорович Молчанов (RU); Владимир Федорович Молчанов; Виталий Иванович Колесников (RU); Виталий Иванович Колесников; Иван Иванович Воронин (RU); Иван Иванович Воронин; Борис Григорьевич Спицын (RU); Борис Григорьевич Спицын; Валерий Николаевич Щетинин (RU); Валерий Николаевич Щетинин; Владимир Георгиевич Баталов (RU); Владимир Георгиевич Баталов; Алексей Анатольевич Кислицын (RU); Алексей Анатольевич Кислицын; Александр Васильевич Сиротин (RU); Александр Васильевич Сиротин
Original assignee: ОАО "НПП Старт"
Priority date: 2005-02-22
Filing date: 2005-02-22
Publication date: 2006-12-10
Also published as: RU2005104915A

Abstract

Твердотопливный газогенератор для катапультного поршневого устройства ракеты включает форсажную камеру с передней крышкой, опорную решетку, пиропатрон и заряд из гранулированного твердого топлива, размещенный в герметичной секционной оболочке из полимерной пленки в виде патронташа, свернутого в цилиндр с центральным каналом. Секции патронташа заполнены твердым топливом до плотной упаковки. Свернутый патронташ прилегает к внутренней поверхности корпуса форсажной камеры. В центральный канал заряда установлена частично перфорированная трубка-запальник, скрепленная с передней крышкой форсажной камеры газогенератора и опорной решеткой. Газогенератор дополнительно оснащен камерой наддува с твердотопливным зарядом прогрессивного горения. Форсажная камера и камера наддува соединены общей газовой связью - смесительной камерой и газоводом, обеспечивающими зажжение заряда в камере наддува продуктами сгорания заряда форсажной камеры и подачу совместных продуктов сгорания в подпоршневое пространство катапультирующего устройства ракеты. Заряд камеры наддува выполнен в виде двух канальных шашек, бронированных по наружной поверхности, расположенных последовательно друг за другом со смещением по осям шашек на величину d/4...d/2, где d - наружный диаметр шашки, и размещенных в перфорированных металлических рубашках. Масса заряда форсажной камеры составляет 0,2...0,4 массы заряда камеры наддува. Изобретение позволяет обеспечить высокое газообразование газогенератора, компактность катапультного устройства и оптимальный уровень внутри баллистических характеристик газогенератора и катапультного устройства. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении газогенераторов (ГГ) твердого топлива к катапультным устройствам (КУ) ракет.

Известен газогенератор по патенту RU 2213245 (опубликован 27.09.2003 г., заявка RU 2002108237 от 1.04.2002 г.), выбранный авторами за прототип (фиг.1).

Недостатком прототипа является низкая энергетика ГГ, обеспечивающая запуск только достаточно "легких" ракет стартовой массой 100...300 кг. Для катапультного запуска ракет стартовой массой 500...1000 кг и более необходимо существенное увеличение газопроизводительности пусковых ГГ. Пусковому ГГ необходимо обеспечить как страгивание ракеты в пусковой трубе (контейнере), так и достаточный импульс силы (F·Δt) для обеспечения последующего движения ракеты в пусковом контейнере (трубе) и выброса ракеты из контейнера на требуемую высоту. При этом габариты ГГ жестко ограничивает диаметральный размер пускового контейнера.

Технической задачей изобретения является разработка эффективной конструкции ГГ, обеспечивающей высокое газообразование, компактность, в первую очередь в диаметральном направлении в составе пускового контейнера ракетного комплекса, и оптимальный уровень внутрибаллистических характеристик (ВБХ) в подпоршневом пространстве КУ.

Указанная техническая задача решается в патентуемом изобретении за счет оснащения пускового ГГ дополнительной камерой наддува (сопровождения) с твердотопливным зарядом прогрессивного горения применительно к реализации КУ в виде малокалиберной цилиндропоршневой системы.

Технический результат изобретения заключается в выполнении твердотопливного ГГ (фиг.2) катапультного устройства ракеты в 2-х камерном исполнении - форсажной камеры и камеры наддува (сопровождения), расположенных на одной оси и соединенных друг с другом общей газовой связью - смесительной камерой и газоводом - обеспечивающей зажжение заряда в камере наддува продуктами сгорания заряда форсажной камеры и подачу совместных продуктов сгорания (п.с.) в подпоршневое пространство катапультного устройства (КУ). При этом форсажная камера оснащена передней крышкой, пиропатроном, опорной решеткой и форсажным зарядом гранулированного твердого топлива, размещенного в герметичной секционной оболочке из полимерной пленки в виде патронташа, свернутого в цилиндр с центральным каналом, при этом секции патронташа заполнены гранулированным твердым топливом (дымный порох, гранулы баллиститного топлива) до плотной упаковки, а свернутый патронташ прилегает к внутренней поверхности корпуса форсажной камеры. В центральный канал форсажного заряда установлена частично перфорированная по длине трубка-запальник, скрепленная с передней крышкой ГГ и опорной решеткой.

Для повышения эффективности форсажного заряда он может быть выполнен комбинированным по составу: часть навески из дымного пороха, а часть навески из тонкосводных трубок баллиститного топлива. В предложенной композиции удается обеспечить повышение энергетики (газообразования) форсажного заряда при приемлемых внутрибаллистических характеристиках КУ (максимальное давление, время работы) при обеспечении соотношения массы навески дымного пороха и тонкосводных трубок баллиститного топлива 0,8...1,2. Как показали эксперименты при несоблюдении нижнего предела по указанному соотношению (0,8), за счет уменьшения доли "жгучих", конденсированных частиц в составе п.с. форсажного заряда дымного пороха снижается надежность воспламенения заряда камеры наддува, а превышение верхнего предела (1,2) приводит к недопустимому повышению максимального давления (p_max) в подпоршневом пространстве КУ.

В камере наддува (сопровождения) размещен заряд прогрессивного горения, зажжение которого осуществляют п.с. форсажного заряда. Заряд камеры наддува выполнен из быстрогорящего баллиститного топлива в виде двух канальных полузарядов (канальных шашек), бронированных по наружной поверхности, что позволяет обеспечить необходимую прогрессивность газообразования. Совместное воздействие п.с. зарядов форсажной камеры и камеры наддува, при соотношении массы форсажного заряда и заряда камеры наддува 0,2...0,4, позволяют реализовать запуск ракеты массой более 500 кг. Нижний предел указанного соотношения позволяет обеспечить эффективное страгивание ракеты в пусковом контейнере, а верхний ограничен величиной допустимого максимального давления в цилиндре КУ. При этом полузаряды камеры наддува размещены последовательно друг за другом со смещением по осям на величину d/4...d/2, где d - наружный диаметр полузаряда.

Предложенная компоновка полузарядов камеры наддува позволяет обеспечить последовательный, стабильный и сравнительно плавный характер воспламенения продуктами сгорания форсажной камеры полузарядов камеры наддува и тем самым уменьшить величину максимального давления (диаграмма "давление-время", фиг.3) в подпоршневом пространстве КУ. Смещение полузарядов на величину более d/2 ограничено габаритами пускового контейнера, а менее величины d/4 существенно снижает эффект последовательности и плавности зажжения заряда камеры наддува.

Экспериментально установлено, что плавности зажжения заряда камеры наддува в определенной степени также способствует влияние элементов крепления зарядов в камере наддува. Наиболее оптимальным вариантом, как показали эксперименты, является размещение полузарядов камеры наддува в металлических перфорированных рубашках, что позволяет целенаправленно несколько увеличивать теплопотери п.с. форсажной камеры в процессе воспламенения полузарядов в камере наддува и тем самым "сгладить" кривую Р(τ) в подпоршневом пространстве КУ. В процессе кратковременной работы КУ (0,10...0,15 с) металлические перфорированные рубашки срабатывают в режиме "поглощающего теплонасоса", снижая тепловую нагрузку на бронирующие покрытия полузарядов (что исключает "сдув" бронепокрытия и позволяет существенно уменьшить его толщину) и несколько задерживая (растягивая во времени) воспламенение I-го и II-го полузарядов. При этом наличие перфорации рубашек исключает их деформацию под воздействием газодинамических нагрузок, а само размещение полузарядов в рубашках предотвращает разрушение полузарядов под действием мощного газодинамического потока (волны давления), поступающего из форсажной камеры в камеру наддува.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1, 2, 3.

Фиг.1. Конструкция ГГ-прототипа.

1 - трубка-запальник;

2 - передняя крышка;

3 - дросселирующее отверстие;

4 - опорная решетка;

5 - радиальные отверстия;

6 - отверстия в опорной решетке;

7 - пиропатрон;

8 - секции форсажного твердотопливного заряда;

9 - корпус форсажной камеры.

Фиг.2. Конструкция патентуемого ГГ.

7 - пиропатрон;

9 - корпус форсажной камеры;

8 - секции форсажного заряда;

4 - опорная решетка;

1 - трубка-запальник;

10 - смесительная камера;

11 - камера наддува;

12 - заряд камеры наддува;

13 - рубашки;

14 - отверстия (перфорация);

15 - газовод;

16 - шток;

17 - подпоршневое пространство;

18 - поршень;

19 - цилиндр;

20 - стравливающие отверстия.

Фиг.3. Диаграмма "давление-время" в подпоршневом пространстве для патентуемого ГГ.

Положительный эффект изобретения заключается в оснащении ГГ камерой наддува (сопровождения) с твердотопливным зарядом из быстрогорящего топлива, что позволяет не только обеспечить выполнение технической задачи (катапультирование ракеты), но и реализовать ее выполнение при приемлемом уровне ВБХ, в частности, по уровню максимального давления (см. фиг.3).

Патентуемый ГГ работает следующим образом (фиг.2).

При срабатывании пиропатрона (7) поджигаются секции (8) форсажного заряда ГГ, продукты горения которого поступают в смесительную камеру (10) и камеру наддува и далее перемещаются в подпоршневое пространство (17) КУ, обеспечивая страгивание ракеты в пусковой трубе и параллельно воспламеняя заряды камеры наддува (11). При принятом соотношении массы заряда форсажной камеры и камеры наддува (0,2...0,4) обеспечивается как эффективное зажжение зарядов камеры наддува, так и оптимальный, приемлемый с точки зрения силового воздействия (давления) п.с. на конструкцию КУ (фиг.3), характер кривой "давление-время" в подпоршневом пространстве катапульты. Развиваемое в подпоршневом пространстве давление п.с. на поршень (18) обеспечивает катапультирование ракеты из контейнера за счет передачи усилия катапультирования на днище ракеты с помощью зацепа, жестко связанного со штоком (16) перемещающегося в цилиндре (19) поршня.

Патентуемая конструкция ГГ, реализована применительно к КУ ракеты массой 0,6 т. В качестве газогенерирующего источника использованы заряды из дымного пороха и баллиститного твердого топлива. При этом фактическая масса форсажного заряда (дымный порох и тонкосводные трубки баллиститного топлива с фактическим соотношением по массе 0,9) составляет 0,19 кг, масса зарядов камеры наддува 0,76 кг. Заряды камеры наддува выполнялись в виде двух полузарядов - канальных шашек калибром 34 мм и длиной 280 мм, бронированных по наружной поверхности, размещенных в перфорированных металлических рубашках последовательно друг за другом со смещением по осям шашек на величину d/2.

Claims

1. Твердотопливный газогенератор для катапультного поршневого устройства ракеты, включающий форсажную камеру с передней крышкой, опорную решетку, пиропатрон и заряд из гранулированного твердого топлива, размещенный в герметичной секционной оболочке из полимерной пленки в виде патронташа, свернутого в цилиндр с центральным каналом, при этом секции патронташа заполнены твердым топливом до плотной упаковки, а свернутый патронташ прилегает к внутренней поверхности корпуса форсажной камеры, причем в центральный канал заряда установлена частично перфорированная трубка-запальник, скрепленная с передней крышкой форсажной камеры газогенератора и опорной решеткой, отличающийся тем, что газогенератор дополнительно оснащен камерой наддува с твердотопливным зарядом прогрессивного горения, при этом форсажная камера и камера наддува соединены общей газовой связью - смесительной камерой и газоводом, обеспечивающими зажжение заряда в камере наддува продуктами сгорания заряда форсажной камеры и подачу совместных продуктов сгорания в подпоршневое пространство катапультирующего устройства ракеты, при этом заряд камеры наддува выполнен в виде двух канальных шашек, бронированных по наружной поверхности, расположенных последовательно друг за другом со смещением по осям шашек на величину d/4...d/2, где d - наружный диаметр шашки, и размещенных в перфорированных металлических рубашках, причем масса заряда форсажной камеры составляет 0,2...0,4 массы заряда камеры наддува.

2. Твердотопливный газогенератор для катапультного устройства ракеты по п.1, отличающийся тем, что заряд форсажной камеры включает гранулированный дымный порох и тонкосводные трубки из баллиститного твердого топлива в соотношении 0,8...1,2.