Устройство самоликвидации ракеты с твердотопливным двигателем

Устройство самоликвидации ракеты с твердотопливным двигателем

Реферат

 

Ликвидация ракет на расчетном времени в условиях ограниченных по дальности полигонов. Устройство содержит разрывную капсулу с зарядом, установленную в полости твердотопливного заряда двигателя. Полость образована со стороны переднего торца твердотопливного заряда и имеет бронировку в виде вклеенного в ее донную часть стакана из теплозащитного материала. В разрывной капсуле со стороны открытого торца стакана выполнены радиальные газоходные отверстия, соединяющие ее полость с полостью твердотопливного заряда двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной техникое и может быть использовано для прекращения полета ракеты с твердотопливным двигателем на расчетном времени, что бывает необходимо, например, в условиях ограниченных по дальности полигонов.

Известен ракетный двигатель твердого топлива (патент ФРГ N 1264869 кл. 46 g 1/01), в котором коаксиально основному заряду установлен дополнительный заряд, служащий для организации выхода на режим горения основного заряда в начальный период его работы, причем срабатывание дополнительного заряда происходит от воспламенителя ракетного двигателя.

В известном двигателе срабатывание дополнительного заряда идет от воспламенителя ракетного двигателя. Размещение этого дополнительного заряда уменьшает полезный объем камеры сгорания двигателя и усложняет его конструкцию.

Известен снаряд с самоликвидацией (заявка ФРГ N 3919314 кл. 42 B 12/58), который имеет самоликвидируемый корпус и большое число размещенных в нем действующих элементов, установленных вдоль внутренней стенки корпуса снаряда со свободно оставленным запальным каналом. Эти элементы имеют действующие заряды, которые пиротехнически воспламеняются через запальный канал от внешнего заряда воспламенителя. На участке, обращенном к центральному запальному каналу, элементы имеют пиротехнически воспламеняемый взрыватель замедленного действия, доходящий до действующих зарядов.

В известном устройстве самоликвидации действующие заряды, участвующие в самоликвидации снаряда, срабатывают по времени от пиротехнически воспламеняемого взрывателя замедленного действия, а внешний заряд служит только для инициирования взрывателей. Устройство самоликвидации усложнено за счет наличия большой цепочки от выдачи команды на ликвидацию до подрыва. В цепочку входят: устройства выдачи команды и коммутации, взрыватель с замедлителем, что снижает надежность самоликвидации.

За прототип выбрана противоградовая ракета ПГИ-М (см. Бибилашвили Н.Ш., Бурцев И.И., Серегин Ю.А., Руководство по организации и проведению противоградовых работ, Л.:, Гидрометеоиздат 1981, с.42, рис.4 и 6).

Известная ракета ПГИ-М после выполнения ею заданной функции при задействовании ликвидатора разрушается на безопасные осколки. Задействование ликвидатора дублируется инерционным механизмом. Использование отдельного узла ликвидатора и двух самостоятельных устройств его задействования (для повышения надежности) приводит к значительному усложнению всего устройства ликвидации ракеты. Бывают случаи, когда не требуется разрыв ракеты на безопасные осколки, а достаточно прекратить ее полет, разрушив на отдельные части. Это может быть достигнуто за счет использования твердотопливного двигателя с самоликвидацией.

Техническим эффектом от использования предложения является повышение надежности самоликвидации твердотопливного ракетного двигателя. Это достигается выполнением в заряде твердотопливного ракетного двигателя по оси со стороны переднего торца заряда цилиндрической глухой полости, в которой установлена разрывная капсула устройства самоликвидации, снабженная радиальными газоходными отверстиями (газоходом). Между днищем полости (задней частью полости) твердотопливного заряда и задним концом разрывной капсулы вклеен элемент бронировки донной части полости твердотопливного заряда, выполненный в виде стакана из теплозащитного материала, при этом радиальные газоходные отверстия расположены со стороны открытого торца стакана и соединяют полости твердотопливного заряда и дополнительного заряда.

На фиг. 1 показан общий вид ракеты, имеющей в составе твердотопливный двигатель с самоликвидацией; на фиг.2 - фрагмент двигателя с элементами самоликвидации; на фиг.3 - поперечный разрез двигателя с самоликвидацией.

Ракета, фиг. 1, состоит из головной части 1, твердотопливного ракетного двигателя 2, в котором размещен твердотопливный заряд 3 торцевого горения, забронированный по наружной поверхности бронировкой 4, фиг.2, и может иметь для повышения собственной скорости горения теплопроводящие проволочки 5. В заряде 3 образована со стороны его переднего торца полость 6, в которой установлена разрывная капсула, включающая гильзу 7 с размещенным в ней дополнительным зарядом 8. В гильзе 7 выполнены радиальные газоходные отверстия 9, фиг. 3, соединяющие полости заряда 3 и дополнительного заряда 8.Между днищем полости заряда 3 и дном разрывной капсулы установлен элемент бронировки, выполненный в виде теплозащитного стакана 10 заданной длины В, изготовленный из стеклопластикового прессовочного материала АГ-4В (ГОСТ 20473-75). Стакан 10 вклеен в заряд 3 с помощью компаунда К-139 (ТУ 6-05-1075-85). Радиальные газоходные отверстия в гильзе 7 расположены со стороны открытого торца стакана 10. Разрывная капсула включает и крышку 11, которая прочно скреплена с зарядом 3 с помощью компаунда К-139, соединена с гильзой 7 отрывной стяжкой 12 с возможностью отрыва по ее резьбовой части 13. Для проверки надежности склеивания крышки 11 с зарядом 3, в ней выполнено технологическое отверстие 14, в которое установлена пробка 15 с прокладкой 16. Радиальные газоходные отверстия 9 для исключения высыпания дополнительного заряда насыпного пороха перекрыты фольгой 17, сгорающей или прорывающейся при непосредственном воздействии газов заряда 3. Одно из радиальных газоходных отверстий оставлено не закрытым фольгой 17 для проверки герметичности склеивания крышки 11 с зарядом 3.

Самоликвидация твердотопливного двигателя происходит следующим образом. Перед запуском ракеты на полигоне задается необходимое время с учетом температур от +50^oC до -50^oC, изготавливается твердотопливный заряд 3 с полостью, в которую устанавливается разрывная капсула и бронирующий стакан 10 необходимой длины В. При использовании заряда 3 с теплопроводящими проволочками 5 кратерное горение заряда 3 происходит до достижения стакана 10, после чего скорость горения заряда 3 снижается до собственной скорости горения и выгорание заряда 3 идет на заданную длину В, что и определяет суммарное время работы двигателя, после чего газы заряда 3 проникают в полость 6, а затем через радиальные отверстия 9 проникают к дополнительному заряду 8, который воспламеняется. В разрывной капсуле создаются повышенные давление и температура. Высокотемпературные газовые струи, истекающие из радиальных газоходных отверстий гильзы 7 на остатки топлива заряда 3, создают дополнительные поверхности горения заряда 3. Все более возрастающее давление во внутренней полости гильзы 7 создает отрывающее усилие по резьбовой части 13 отрывной стяжки 12. Происходит разрыв капсулы по месту стыка гильзы 7 и крышки 11 с интенсивным расходом газов дополнительного заряда 8, направленных на остатки топлива заряда 3 с образованием массы осколков твердого топлива заряда 3. К имеющемуся давлению газа в камере сгорания двигателя 2 суммируется давление газов, создаваемое при горении дополнительного заряда 8 и осколков заряда 3, полученных при перемещении гильзы 7. Происходит резкий подъем давления в камере двигателя и его разрушение, т.е. самоликвидация двигателя. В результате разрушения двигателя происходит ухудшение аэродинамических характеристик ракеты, резко падают скорость и дальность ее полета.

Ракеты с самоликвидирующимися твердотопливными двигателями требуются на полигонах с ограниченной дальностью.

Изобретение позволяет повысить надежность самоликвидации твердотопливного ракетного двигателя.

На объект изобретения разработана техническая документация, изготовлены опытные образцы, которые прошли стендовые и летные испытания с положительными результатами.

Формула изобретения

Устройство самоликвидации ракеты с твердотопливным двигателем, содержащее разрывную капсулу с зарядом, отличающееся тем, что разрывная капсула с зарядом установлена в полости твердотопливного заряда двигателя, образованной со стороны его переднего торца и имеющей бронировку в виде вклеенного в ее донную часть стакана из теплозащитного материала, при этом в разрывной капсуле со стороны открытого торца стакана выполнены радиальные газоходные отверстия, соединяющие ее полость с полостью твердотопливного заряда двигателя.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3