Патент на изобретение №2333190

(54) СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ПАРТИИ МАЛОГАБАРИТНЫХ ЗАРЯДОВ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА К ГАЗОГЕНЕРАТОРУ КАТАПУЛЬТНОГО УСТРОЙСТВА РАКЕТЫ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области ракетной техники. Предложен способ изготовления партии малогабаритных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору катапультного устройства ракеты, включающий смешение компонентов топлива и формование прессованием партии зарядов. Перед формованием прессованием партии зарядов формуют прессованием и нарезают заготовки длиной, обеспечивающей верхнее требуемое значение импульса давления при минимально возможной скорости горения. Затем определяют скорость горения полученных заготовок в рабочем диапазоне температур и давлений газогенератора. По полученной скорости горения определяют длину образцов 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 импульсы давления. Если полученные значения импульсов удовлетворяют требуемым, проводят формование прессованием зарядов и нарезают партию зарядов на полученную длину. А если полученные значения не удовлетворяют требуемым, то проводят корректировку длины заряда до достижения значений импульса при верхней и нижней границах температурного диапазона, удовлетворяющих заданным требованиям. Изобретение направлено на повышение газопроизводительности зарядов, обеспечение их работы при высоких давлениях и в широком температурном диапазоне. 6 ил., 5 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способу изготовления и испытания заряда твердого ракетного топлива (ТРТ) к газогенератору (ГГ) катапультного устройства (КУ) ракеты. Изобретение может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ТРТ к ГТ КУ ракет, а также ракетных двигателей (РД) и др. энергоустройств с нормированными требованиями по газопроизводительности.

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 зарядов с использованием специальной формообразующей оснастки. Отформованные заряды комплектуются в партии (десятки, сотни, тысячи штук), от которых отбирается группа зарядов (случайная выборка) для приемо-сдаточных испытаний партии, в т.ч. для огневых стендовых испытаний (ОСИ) в составе ГГ (РД) на соответствие заданным требованиям по внутрибаллистическим характеристикам (ВБХ).

Известно также, что при изготовлении зарядов известными способами реализуется достаточно большой разброс скорости горения ТРТ, что приводит к высокому разбросу ВБХ ГГ (РД). Указанный разброс обусловлен, как исходными характеристиками сырья (компонентов), используемого для изготовления ТРТ (их собственным разбросом), так и объективными колебаниями (интервалами) технологических параметров при его (ТРТ) переработке (температурно-временные режимы, режимы усреднения-гомогенизации, давления формования зарядов и др.).

В свою очередь, наличие большого разброса по скорости горения ТРТ создает серьезные затруднения (обеспечение требуемого расхода (тяги) и уровня давления в КС ГГ, РД) при отработке ГГ и РД традиционного назначения. Но еще более существенно указанные затруднения возрастают при отработке зарядов ТРТ для систем катапультного запуска ракет из контейнеров с применением малокалиберного поршневого КУ (пат. RU 2289036, заявка RU 2005101131 от 19.01.05), в котором в качестве энергоисточника используется ГГ, оснащенный зарядом ТРТ, обеспечивающим необходимый требуемый импульс давления газообразных продуктов ТРТ в подпоршневом объеме КУ ракеты. Для обеспечения компактности (малых весогабаритных параметров) КУ, с параллельным обеспечением высокой газопроизводительности, горение зарядов ТРТ в ГГ такого типа осуществляют при высоких давлениях, порядка 300…700 кгс/см². В указанном диапазоне давлений, по сравнению с традиционным, присущим РД и ГГ вспомогательных устройств ракет (30…100…150…200 кгс/см²), существенно возрастает (в 2…3 раза и более) показатель «» в степенном законе скорости горения топлива (* Степенной закон скорости горения – U=U₁р, где U – скорость горения топлива, р – давление, – показатель степени, U₁ – коэффициент) (Фиг.1) и температурный градиент скорости (Фиг.2) горения (_т) где Т – начальная температура заряда ТРТ). Это, в свою очередь, приводит к увеличению разбросов ВБХ, величина которых возрастает прямо пропорционально множителю (Р.Е.Соркин «Газодинамика ракетных двигателей на твердом топливе», М., 1967, стр.297-300). Последнее не позволяет обеспечить в температурном диапазоне эксплуатации требования по ВБХ ГГ и КУ ракет при фиксированных геометрических параметрах ГГ (геометрических размерах зарядов ТРТ и площади расходного (критического) сечения сопла ГТ (РД), что вынуждает максимально сглаживать (компенсировать) различными способами разбросы скорости горения ТРТ для обеспечения требуемых значений импульса давления (J), определяющего требуемый режим катапультирования ракеты (Фиг.3).

Известны способы (аналоги) уменьшения влияния разброса скорости горения ТРТ на уровень ВБХ ГГ (РД) путем регулирования площади расходного (критического) сечения сопла, либо настройкой (предстартовым регулированием) РД (ГГ). При этом для обеспечения требуемых расходных характеристик применяют сменные вкладыши к соплам, либо дроссель, установленный в критическом сечении сопла последних (Шапиро Н.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е. «Теория ракетного двигателя на твердом топливе», М., 1966, стр.158, стр.172-176).

Как наиболее близкий к патентуемому, способ по патенту RU 2259983 C1, 10.09.2005, С06В 21/00 (2006.01), C06D 5/00 (2006.01) принят авторами за прототип.

Недостатком способов-аналогов является сложность настройки РД (ГГ), осуществление которой приходится выполнять на эксплуатируемых ракетах, в том числе на технических позициях, а также трудоемкость, низкая надежность (вариант – сменные вкладыши). Недостатком способа-прототипа является невозможность реализации высокой газопроизводительности зарядов ТРТ в рамках принятой технологии изготовления зарядов по способам прототипов.

Технической задачей патентуемого изобретения является разработка способа изготовления зарядов ТРТ с высокой газопроизводительностью для ГГ КУ ракет, обеспечивающего компенсацию повышенных разбросов скорости горения ТРТ при высоких давлениях, обеспечение требуемых ВБХ при неизменной геометрии ГТ (РД) в эксплуатации для всех партий ТРТ, используемого для заряда ГГ, в широком температурном диапазоне.

Технический результат изобретения (Фиг.4) заключается в разработке способа изготовления партии малогабаритных вкладных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору катапультного устройства ракеты, включающего смешение компонентов топлива, усреднение топливной массы, формование зарядов с использованием формообразующей оснастки, комплектацию зарядов в партии и ОСИ зарядов в составе газогенератора на соответствие требованиям по импульсу давления в газогенераторе с регистрацией зависимости «давление-время» в камере сгорания газогенератора. При этом в процессе формования-прессования заряды нарезаются на технологическую длину L_заг заготовки (Фиг.6), заведомо обеспечивающую верхнее требуемое значение импульса давления при минимально возможной скорости горения используемой марки ТРТ. На образцах от заготовок определяют скорость горения ТРТ в рабочем диапазоне температур и давлений ГГ, с учетом которой определяют длину L_ном передовых образцов зарядов по известным соотношениям известными методами с учетом обеспечения верхнего и нижнего значений импульса давления, после чего изготавливают по два передовых образца зарядов с длиной L^верх более номинальной (1,01…1,05) L_ном и L^низ менее минимальной (0,95…0,99)L_ном и проводят их предварительные ОСИ при верхней и нижней границах температурного диапазона эксплуатации заряда. По полученным по результатам ОСИ зависимостям «давление-время» определяют фактические импульсы давления при верхней границе и нижней границе температурного диапазона за время , соответствующее достижению максимального давления в камере сгорания газогенератора при верхней границе температурного диапазона с длиной заряда L^верх и нижней границе температурного диапазона с длиной заряда L^низ. Если полученные значения укладываются в требуемые пределы (Фиг.3), то партию зарядов нарезают на длину L_ном и проводят приемо-сдаточные ОСИ партии. В противном случае длину шашек заряда для проведения повторных предварительных ОСИ определяют следующим образом. Используя фактические значения импульсов давления, определяют относительную разность по импульсу давления по соотношениям:

где – верхнее и нижнее значения требуемого для КУ ракеты импульса давления (Фиг.3), после чего определяют среднюю относительную разность по импульсу давления по формуле:

и выполняют длину шашек зарядов, подвергаемых ОСИ на 2-м этапе, в соответствии с соотношением:

При получении значений импульсов при ОСИ 2^го этапа, удовлетворяющих требуемым, выполняют длину L на всей партии зарядов и подвергают ее приемо-сдаточным огневым стендовым испытаниям (ПСОСИ) на соответствие требованиям по ВБХ.

При получении значений и/или не удовлетворяющих требуемым, осуществляют последующую корректировку длины заряда путем проведения предварительных ОСИ [и обработки результатов ОСИ по соотношениям (1), (2), (3), (4)] до достижения значений удовлетворяющих заданным требованиям, после чего нарезают заряды на длину L_i и проводят ПСОСИ партии.

Сущность изобретения заключается (Фиг.4):

1) в предварительном определении длины заряда L_ном с учетом экспериментально определенной скорости горения ТРТ, обеспечивающей примерно равный запас по импульсу давления ГТ, как при верхней, так и при нижней границах температурного диапазона эксплуатации;

2) в выполнении на передовых образцах партии зарядов длины шашек L^верх>L_ном, L^низном и проведении предварительных ОСИ зарядов в составе ГГ при верхней и нижней границах температурного диапазона, как на зарядах с длиной L^верх, так и на зарядах с длиной L^низ с регистрацией зависимости «давление – время» (Р());

3) в определении (Фиг.5) по зависимости Р() фактических импульсов давления полученных на зарядах при предварительных ОСИ за время , соответствующее достижению максимального давления в камере сгорания (КС) ГГ при испытании заряда с длиной шашек L^верх и L^низ при верхней границе температурного диапазона;

4) в определении длины шашек (зарядов) для приемо-сдаточных ОСИ партии зарядов на соответствие требованиям по импульсу давления по результатам предварительных ОСИ зарядов в требуемом температурном диапазоне в соответствии с соотношением:

L=(1+J)·L_ном,

где J=(J^верх+J^низ)/2

– верхнее и нижнее значения требуемого импульса давления в КС ГГ для обеспечения катапультирования ракеты из контейнера.

При этом для обеспечения выполнения требований по импульсу давления при необходимости проводят (2^е, 3^е …) сближение по соотношениям (1), (2), (3), (4).

В целом сущность патентуемого способа изготовления (и испытаний) зарядов ТРТ заключается в реализации “сжатого», и как показывает практика отработки зарядов, не более двух – трех шагов, метода последовательных приближений к отработке и испытаниям зарядов ТРТ в ГГ катапультных устройств ракет (применительно к подбору длины заряда).

Сущность патентуемого способа поясняется графическими материалами.

Фиг.1. Пример зависимости скорости горения в широком диапазоне давления для быстрогорящего ТРТ баллиститного типа:

U – скорость горения, мм/с;

Р – давление, кгс/см²;

1 – быстрогорящая партия ТРТ;

2 – среднегорящая партия ТРТ;

3 – медленногорящая партия ТРТ.

Фиг.2. Пример зависимости температурного градиента скорости горения (_Т) для быстрогорящего ТРТ баллиститного типа.

Фиг.3. «Трубка» требуемых значений импульса давления (J):

4 – верхняя граница

5 – нижняя граница

Фиг.4. Технологическая схема изготовления заряда ТРТ по патентуемому способу.

Фиг.5. Схема определения фактических импульсов давления по результатам ОСИ:

Т^верх – верхняя граница температурного диапазона эксплуатации;

Т^низ – нижняя граница температурного диапазона эксплуатации.

Фиг.6. Общий вид заряда для примера практической реализации:

6 – шашка ТРТ;

7 – бронировка;

L – длина заряда.

Примеры реализации способа.

Способ практически реализован при изготовлении заряда баллиститного ТРТ, состоящего из двух забронированных по наружной цилиндрической поверхности шашек (Фиг.6) с центральным каналом, нарезаемых в процессе проходного формования заряда на технологическую длину ˜ 300 мм. Требования по импульсу давления представлены в табл.1. и на фиг.2.

Таблица 1
Требуемые значения импульса давления
	, с Т, °С	0,04	0,08	0,12	0,16	0,20	0,24
, (кгс/см2)·с	40	12,6	25,6	40,2	57,7	79,7	–
, (кгс/см2)·с	1	10,4	20,4	31,3	43,6	56,8	71,8

В процессе предварительных ОСИ заряда по известным соотношениям (Орлов Б.В, Мазинг Г.Ю. «Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе». М., 1968, стр.405) было определено L_ном=238 мм (для заряда из баллиститного ТРТ со стандартной скоростью горения 39±3 мм при давлении (р) 100 кгс/см² и начальной температуре 20°C).

Для реализации способа использовали заряды ТРТ медленногорящей партии, скорость горения которой ниже стандартного предела – u=35,2 мм/с, при р=100 кгс/см² с Т=20°С (пример 1) и заряды ТРТ быстрогорящей партии, скорость горения которой выше верхнего предела – u=43 мм/с, при р=100 кгс/см², Т=20°С (пример 2).

Результаты предварительных ОСИ передовых образцов заряда и расчета длины заряда для примера 1 приведены в табл. 2; результаты ОСИ передовых образцов заряда и расчета длины заряда для примера 2 – в табл. 4.

Таблица 2
Расчет длины шашек заряда медленногорящей партии (пример 1)
№ п.п.	Параметры	Численные значения параметров
		Первая пара ОСИ		Вторая пара ОСИ
		Тниз=1°С	Тверх=40°С	Тниз=1°С	Тверх=40°С
1	Длина шашек заряда, принятая для предварительных ОСИ (Lверх, Lниз), мм	Lверх=253(1,05·Lном)		Lниз=223(0,95·Lном)
2	Время работы заряда с	0,19		0,20
3	Значение Jф, соответствующее времени , кгс/см2·с	53,79	66,56	51,78	62,57
4	Значение Jтреб для времени , кгс/см2·с	55,44	69,77	59,13	75,17
5	Относительная разность импульса давления J=(Jтреб-Jф)/Jтреб	0,0298	0,046	0,1243	0,1676
6	Среднее значение относительной разности импульса давления Jср1,2=(J1+J2)/2	0,0379		0,1460
7	Длина шашек L(1)=(1+Jср1)·Lверх, L(2)=(1+Jср2)·Lниз,мм	L(1)=262,59		L(2)=255,56
8	Длина шашек для ОСИ LПСИ=(L(1)+L(2))/2, мм	259,07

Результаты ОСИ медленногорящей партии зарядов с длиной шашек 259 мм приведены в табл.3. Сравнение их с требованиями (см.табл.1) показывает, что она удовлетворяет требованиям.

Таблица 3
Результаты ОСИ для примера 1
Текущее время, с	0,04	0,08	0,12	0,16	0,20	0,24
, кгс/см2·с	10,71	20,90	32,04	44,62	58,93	75,72
, кгс/см2·с	12,02	24,53	38,46	54,68	71,20 =0,184

Результаты предварительных ОСИ с длиной заряда 197 мм быстрогорящей партии (табл.5) удовлетворяют заданным требованиям по импульсу давления.

Таблица 5
Результаты ОСИ для примера 2
Текущее время, с	0,04	0,08	0,12	0,16	0,20
кгс/см2·с	10,65	20,85	32,01	44,84	59,5
, кгс/см2·c	11,98	24,5	38,54	54,59	–

Положительный эффект изобретения заключается в упрощении эксплуатации зарядов (исключение регулировок РД, ГГ в эксплуатации), в повышении качества изготовленных зарядов, поступающих в эксплуатацию, сокращении финансовых затрат при изготовлении партий зарядов в опытном и серийном производстве, в возможности обеспечения работоспособности зарядов, подвергаемых забраковыванию в традиционной практике переработки ТРТ (с пониженной и завышенной скоростями горения), применительно к малоразмерным (малогабаритным) зарядам.

Формула изобретения

Способ изготовления партии малогабаритных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору катапультного устройства ракеты, включающий смешение компонентов топлива, формование прессованием партии зарядов, отличающийся тем, что перед формованием прессованием партии зарядов, формуют прессованием и нарезают заготовки длиной, обеспечивающей верхнее требуемое значение импульса давления при минимально возможной скорости горения, определяют скорость горения полученных заготовок в рабочем диапазоне температур и давлений газогенератора, по полученной скорости горения определяют длину образцов зарядов (L_ном), при которой обеспечиваются верхнее и нижнее значения импульса давления, изготавливают образцы зарядов длиной L^верх равной (1,01…1,05)L_ном, и L^низ равной (0,95…0,99)L_ном, проводят их огневые стендовые испытания при верхней и нижней границах температурного диапазона эксплуатации заряда, получают зависимость давление-время и по ней определяют импульсы давления при верхней границе и нижней границе температурного диапазона эксплуатации заряда, соответствующие достижению максимального давления в камере сгорания газогенератора при верхней границе температурного диапазона при длине заряда L^верх и при нижней границе температурного диапазона при длине заряда L^низ, затем если полученные значения , удовлетворяют требуемым, проводят формование прессованием зарядов и нарезают партию зарядов на длину L_ном, а если полученные значения , не удовлетворяют требуемым, то проводят корректировку длины заряда, для чего определяют относительную разность импульсов давления и , где , – верхнее и нижнее значения требуемого для катапультного устройства ракеты импульса давления, после чего определяют среднее значение относительной разности импульса давления по формуле J=(J^верх+J^низ)/2 и длину зарядов из соотношения L=(1+J)L_ном, проводят формование прессованием зарядов и нарезают заряды на длину L, при получении значений , , удовлетворяющих требуемым, проводят формование прессованием зарядов и нарезают партию зарядов на длину L, а если значения и/или не удовлетворяют требуемым, осуществляют корректировку длины заряда до достижения значений импульса при верхней и нижней границах температурного диапазона, удовлетворяющих заданным требованиям, после чего нарезают партию зарядов на полученную длину.

РИСУНКИ