АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО УСКОРИТЕЛЯ АКТИВНО-РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 621.455

АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО УСКОРИТЕЛЯ АКТИВНО-РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА

В.А. Архипов, С.С. Бондарчук, А.И. Коноваленко, К.Г. Перфильева

Рассмотрена новая схема твердотопливного ускорителя активно-реактивного снаряда, обеспечивающая надежное инициирование и горение заряда твердого топлива за счет исключения воздействия продуктов горения метательного заряда в стволе орудия на ускоритель. Представлены результаты анализа эффективности использования заряда ускорителя из баллиститного и смесевого топлив на характеристики движения активно-реактивного снаряда.

Ключевые слова: активно-реактивный снаряд, твердотопливный ускоритель, заряд твердого топлива, баллиститное топливо, смесевое топливо, пиротехнический инициатор, свободный объем камеры сгорания, дальность полета.

ВВЕДЕНИЕ

Активно-реактивный снаряд (АРС) - один из видов артиллерийских снарядов, в котором объединены свойства активного и реактивного снарядов. Начальную скорость АРС сообщают газы, образующиеся от воспламенения метательного заряда в каморе орудия. На траектории начинает работать реактивный двигатель, сообщая снаряду дополнительную скорость. Зажигание двигателя может быть произведено после выхода снаряда из ствола с помощью системы зажигания, встроенной в корпус, либо с помощью высокой температуры газов от метательного заряда [1].

Особенностью внутренней баллистики АРС является то, что давление пороховых газов метательного заряда в стволе орудия составляет несколько тысяч атмосфер (артиллерийский диапазон давлений), а рабочее давление в камере сгорания ракетного двигателя -несколько десятков атмосфер (ракетный диапазон давлений). Воздействие газов высокого давления может привести к деформации поверхности заряда ракетного двигателя, нарушению внутренней баллистики и разрушению двигателя. Для предохранения заряда топлива ракетного двигателя от воздействия высоких давлений в стволе орудия при выстреле в конструкциях АРС используют различные виды заглушек, устанавливаемых в сопловом блоке ракетного двигателя и обеспечивающих передачу пламени от пороховых газов к топливному заряду при помощи пиротехнических составов. Однако высокие значения перепадов давления и ускорений сопровождающих процесс выстрела могут привести к погасанию пиротехнического заряда и к отказу в воспламенении топливного заряда ракетного двигателя АРС.

СХЕМА ТВЕРДОТОПЛИВНОГО УСКОРИТЕЛЯ

Для надежного воспламенения топливного заряда ракетного двигателя АРС предлагается воспламенитель, работа которого не зависит от пороховых газов метательного заряда [2]. Схема воспламенителя показана на рисунке 1. Двигатель содержит корпус 1 с зарядом твердого топлива 2 и сопло 3, перекрытое в критическом сечении прорывной мембраной 22. В диффузоре сопла установлена заглушка 8, которая крышкой 13 с отверстием 12 при помощи завальцовки крепится к выходной части диффузора. На заглушке со стороны заряда закреплен стакан 17, по оси которого размещен подвижный шток 19 с закрепленной на нем консолью 16. На консоли установлены ударники 15, а со стороны заряда консоль через пружину 18 опирается на дно стакана. На заглушке напротив ударников 15 размещены капсюли -воспламенители 14. Между дном стакана и прорывной мембраной 22 размещена навеска основного воспламенителя 20. Отверстия 5 в дне стакана связывают внутреннюю полость стакана с воспламенителем 20. На штоке 19 выполнен заостренный наконечник со стороны прорывной мембраны, а коническое основание со стороны заглушки сопряжено с конической полостью в заглушке и заканчивается срезаемым фланцем 10, который зажат между заглушкой и крышкой 13.

Ракетный двигатель (РДТТ) активно-реактивного снаряда работает следующим образом. При движении снаряда в стволе орудия под действием высокого давления пороховых газов метательного заряда срезается выступающий край фланца 10 и шток 19

перемещается в сторону мембраны 22. При этом коническое основание 11 штока 19 сопрягается с конической выемкой 7 в заглушке 8, препятствуя прорыву пороховых газов во внутреннюю полость стакана. При движении штока 19 пружина 18 сжимается, а наконечник 21 прорывает мембрану 22.

работы двигателя, которое устанавливается в момент времени ^тац.

Рисунок 1 - Схема ракетного двигателя активно-реактивного снаряда

После вылета снаряда из орудия в момент времени t = 0 (рисунок 2) давление пороховых газов на дно снаряда резко уменьшается, при этом шток 19 под действием пружины 18 перемещается назад, открывая отверстие в прорывной мембране 22, и воздействует ударниками 15 на капсюли-воспламенители 14. Форс пламени от капсюлей - воспламенителей через отверстия 5 в стакане 17 поджигает основной воспламенитель 20. Продукты сгорания воспламенителя через отверстие в прорывной мембране поступают в камеру сгорания 3 ракетного двигателя и в момент времени tв при значении давления в камере сгорания рв (рисунок 2) поджигают заряд твердого топлива 2. При достижении в камере сгорания заданного давления рк в момент времени 4рез (рисунок 2) срезается завальцовка крышки 13 и заглушка выталкивается из соплового блока. В камере сгорания в момент времени ^рез (рисунок 2) происходит сброс давления от рк до рабочего давления р0 маршевого режима

Рисунок 2 - Зависимость значения давления в камере двигателя от времени

Из рисунка 2 следует, что для обеспечения надежного воспламенения твердотопливного заряда давление вскрытия сопловой заглушки рк должно быть выше рабочего давления р0 маршевого режима двигателя. При рк< р0 сопловая заглушка вскрывается раньше момента достижения устойчивого горения топливного заряда, вследствие чего возможно его погасание и сброс продуктов сгорания воспламенителя через сопло.

Таким образом, данная схема ракетного двигателя активно-реактивного снаряда обеспечивает надежное инициирование маршевого ракетного двигателя за счет автономного воспламенителя и исключения воздействия газов высокого давления метательного заряда в стволе орудия на ракетный двигатель.

ОЦЕНКА СВОБОДНОГО ОБЪЕМА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

При вылете заглушки из соплового блока происходит падение давления в камере сгорания (рисунок 2), которое может привести к погасанию заряда твердого топлива [3]. Одним из параметров, влияющих на скорость спада давления, является свободный объем камеры сгорания. Для определения свободного объема камеры сгорания РДТТ рассмотрим уравнение сохранения энергии в камере РДТТ при сбросе давления [4]:

Фк кР (г г \

(1)

где Р - давление в камере сгорания, соответствующее давлению вскрытия сопловой заглушки (срезания завальцовки крышки); t -время; к - показатель адиабаты продуктов сгорания ТРТ; /р = ЯТр - приведенная сила топлива; Я - газовая постоянная продуктов ПОЛЗУНОВСКИЙ ВЕСТНИК № 3 2016

сгорания ТРТ; г - адиабатическая температура горения ТРТ при постоянном давлении; V - свободный объем камеры сгорания;

- массовый секундный газоприход при

горении ТРТ; - массовый секундный расход продуктов сгорания ТРТ через сопло.

Так как свободный объем камеры сгорания мал, предполагается, что он заполнен в основном продуктами горения твердого топлива.

Условия гашения твердотопливного заряда при сбросе давления в момент вскрытия сопловой заглушки определяется неравенством [3]:

1

¿Рк

аг

> В ,

(2)

где параметр В зависит от типа ТРТ:

В = 10с 1 - для баллиститных ТРТ;

_1

В = 120с - для смесевых ТРТ.

Значения газоприхода и расхода

продуктов сгорания определяются уравнениями [4]:

Г V

= Ру

= ФРк£кр

V Р1 У

Г(к)

(3)

(4)

V-

где рг - плотность ТРТ; ^ - площадь поверхности горения заряда твердого топлива; и - скорость горения ТРТ при атмосферном давлении; V - показатель степени в законе скорости горения ТРТ; ф - коэффициент расхода сопла; £ - площадь критического сечения сопла РДТТ; Г(к) - функция показателя адиабаты, определяемая уравнением:

к+1

г (*) Ц к+ У 2( к

Подставляя (3), (4) в уравнение (1), получим:

¿Рк _ кр аг V

(Р у Рк

Р1

_ФРк£кр

Г(к )

, (5)

Значение площади критического сечения сопла РДТТ £ определяется из уравнения Бори [4] для маршевого режима РДТТ при зна-

чении рабочего давления в камере сгорания Р

Г(к)

Р^ ^^и^

откуда следует:

V "

Р1

= ФРо£

_ рГ£Гии]/р К ФРоГ(к)

кр

{ „ х-

Р0 Р1

(6)

Подставляя (6) в уравнение (5), получим:

¿Рк к/рРг£ги1

¿г

(„ V г „ V „ V

Рк_ Р1

рк Ро

р0 Р1

(7)

Введем параметр, равный отношению давлений:

п = ^ > 1. Ро

Заменяя в правой части (7) давление рК

через р0 с учетом этого параметра (рк =про), получим:

аРк ¥рРг£т и1

аг

V

( \

Ро Р1

(nV_1_l). (8)

С учетом (8) условие гашения твердотопливного заряда при сбросе давления (2) примет вид:

1

Рк

аРк

аг

к/рРг£Т и1

V • Ро

( \

Ро Р1

1

_1

> В. (9)

Условие непогасания заряда при сбросе давления соответствует выполнению неравенства, обратного (2):

1

Рк

аРк

аг

< В .

(10)

С учетом (9), (10) можно получить значение минимального свободного объема камеры сгорания , при котором гашения заряда ТРТ при сбросе давления не происходит:

= а •(р^РО г о, (11)

шш В Рк V пН ( )

где параметр А включает в себя характеристики твердотопливного заряда:

А = к/р Рг£ги1.

В соответствии с (11), минимальное значение УтПп определяется характеристиками твердого топлива (параметр А), типом топлива - смесевое или баллиститное (параметр В), давлением в камере сгорания р0 при маршевом режиме работы РДТТ и давлением вскрытия сопловой заглушки рк = п р0.

В качестве примера приведем расчеты минимального значения свободного объема

к

камеры сгорания РДТТ Ут,п, при использовании заряда торцевого горения из баллистит-ного (порох Н) и смесевого (ОУЫ) твердых топлив в активно-реактивном снаряде калибром 150 мм (5т = 177 см2) при значении р0 = 4 МПа. Характеристики топлив приведены в таблице 1.

Таблица 1 - Основные характеристики ТРТ [6]

Параметр Порох Н Топливо CYN

рт, кг/м 1600 1780

и1, м/с 0.710-3 6.510-3

V 0.6 0.24

Тр, К 2372 3690

р>, Дж/(кг К) 354 354

/р, кДж/кг 840 1306

к 1.25 1.25

В, с-1 10 120

Результаты расчетов по уравнению (11) минимального значения объема камеры сгорания для этих топлив приведены на рисунке 3, для разных значений отношения п = рк / р0. С повышением давления рк, требуется большая величина свободного объема камеры сгорания Vmnn, обеспечивающая устойчивое горение заряда при сбросе давления. Оптимальное значение величины рк зависит от характеристик устойчивости горения конкретной композиции твердого топлива и определяется, как правило,экспериментально.

^щЩ.™3

2000 1500 1000 500

Бал листитное1 РТ

Смесе вое ТРТ

Л

1 2 3 4 «

Рисунок 3 - Зависимость значения минимального свободного объема камеры сгорания Vmnn, от параметра п

Результаты аналогичных расчетов, проведенных для рассмотренных топлив при разных значениях рабочего давления р0 в камере сгорания на маршевом режиме работы двигателя, приведены на рисунке 4. Из

графиков следует, что с увеличением рабочего давления р0 от 4 до 12 МПа требуемое значение свободного объема камеры сгорания уменьшается.

2000

1500

1000

500

— Баллиститное ТРТ - - Смесевое ТРТ

л — 5

" —

4 б 8 ю р0, МПа

Рисунок 4 - Зависимость значения минимального свободного объема камеры сгорания Vmin, от значений рабочего давления р0

Результаты расчетов, приведенные на рисунке 3, 4 показывают, что при использовании смесевых твердых топлив требуется существенно меньшая величина Vmin, чем для баллиститных составов.

АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО УСКОРИТЕЛЯ

Рассмотрим движение в воздушной среде модели активно-реактивного снаряда, в котором размещен ракетный двигатель на твердом топливе с цилиндрической шашкой, горение которой осуществляется по торцу.

Площадь поверхности горения находится по формуле:

Б2

БТ =%-,

т 4

масса заряда ТРТ равна:

шт = ртУт = рг

4

где й - длина шашки; Vт- объем шашки; £ -длина шашки.

Для расчета движения модели на активном участке траектории необходимо определить тягу РДТТ.

Тяга двигателя рассчитывается по формуле [5]:

Р = Jl ■ о_, где ^ - единичный импульс.

Величина единичного импульса определяется характеристиками ТРТ и рассчитывается по формуле [5]:

^ —

2кЯТ„

к-1

к-1

где ра - давление продуктов истечения на срезе сопла.

Расход газа через сопло при сверхкритическом истечении определяется по формуле (4). В стационарном режиме расход равен газоприходу:

О — 0+ — рты8т ,

где и - скорость горения твердого топлива. Время сгорания заряда:

Ь

и =-.

и

Движение инертного тела в воздушной среде, определяется системой уравнений [7]:

¿и х„ ¿г

= - г

¿г

¿У — и 81пв

¿г

¿Х — и С08в

—- г 8тв

т

С08в

и

(12)

¿г

где и - скорость; t - время; т - масса модели; Ха - сила лобового сопротивления;г -ускорение свободного падения; © - угол между вектором скорости и линией местного горизонта; у - высоты полета модели; х -дальность полета модели.

Система уравнений (12) движения модели в воздухе на активном участке включает измененное уравнение для скорости движения за счет действия тяги ракетного двигателя и дополнительное уравнение изменения массы снаряда при горении ТРТ:

¿и _Р _ха

¿г т т

— г 8тв;

¿т

¿г

— —Рти^т

где Р- сила тяги.

Проведем расчет движения инертной модели снаряда массой 6.6 кг и с РДТТ (масса топлива равна 0.3 кг или 4.6 % веса снаряда), работающем на порохе Н и топливе ОУЫ, при выстреле из орудия с начальной скоростью 680 м/с под углом 0 = 45°.

Результаты расчетов внутрибаллистиче-ских параметров для шашки длиной 15 см и диаметром 4 см при давлении в камере сгорания 8.0 МПа приведены в таблице 2.

Таблица 2 - Результаты расчетов внут-рибаллистических параметров для шашки

Параметр и, с в, г/с J, м/с Р, Н

Порох Н 15.46 19.5 2214 43.2

Топливо ОУЫ 8.1 41.6 2761 114.8

Расчетные зависимости скорости движения моделей от времени приведены на рисунке 5, а траектории движения моделей приведены на рисунке 6.

800 и,

м/с

600

400

200

Д

\ Х 2_

\ % Д_ ------

17.5

35

52.5

и С

70

Рисунок 5 - Зависимости скорости моделей от времени:

1 - инертная модель (без заряда ТРТ);

2 - модель с зарядом ТРТ из пороха Н;

3 - модель с зарядом из топлива ОУЫ.

9

У, км 6.75

4,5

2.25

1 2 / 3

1 ■« \

4.5

9

13.5

X. км

18

Рисунок 6 - Траектории движения моделей:

1 - инертная модель (без заряда ТРТ);

2 - модель с зарядом ТРТ из пороха Н;

3 - модель с зарядом из топлива ОУЫ.

1

По результатам проведенных расчетов, максимальная дальность полета инертного снаряда составляет 13.3 км, модели с зарядом баллиститного ТРТ (порох Н) 15.8 км и модели с зарядом смесевого ТРТ (ОУЫ) 16.9 км.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Активно-реактивный снаряд с рассмотренным РДТТ обеспечивает увеличение дальности полета снаряда на 19 % для пороха Н и на 27 % для топлива ОУЫ по сравнению с дальностью полета без двигателя (инертный снаряд).

Исследование выполнено за счет гранта Российского научного фонда (проект №15-1910014).

СПИСОК ОБОЗНАЧЕНИЙ

А - параметр, включающий характеристики ТРТ;

В - параметр гашения ТРТ; й - диаметр цилиндрического заряда; /р - приведенная сила пороха; О+ - массовый секундный газоприход при горении ТРТ;

О. - массовый секундный расход продуктов сгорания ТРТ через сопло;

д- ускорение свободного падения; J1 - единичный импульс; к - показатель адиабаты продуктов сгорания;

£ - длина заряда; m - масса снаряда;

mT - масса заряда твердого ракетного топлива;

Р - сила тяги твердотопливного ускорителя;

р0- рабочее давление в камере сгорания; р1 - атмосферное давление; ра - давление продуктов истечения на срезе сопла;

рк - давление в камере сгорания; Я - газовая постоянная продуктов сгорания;

Т- температура продуктов горения в камере РДТТ;

Тр - адиабатическая температура горения ТРТ при постоянном давлении; t - время;

и - время сгорания заряда ТРТ; 5Т - площадь поверхности горения заряда; Бкр - площадь критического сечения сопла; и - скорость модели;

и - скорость горения твердого топлива;

и1 - скорость горения твердого топлива при атмосферном давлении;

V - свободный объем камеры сгорания;

VТ - объем заряда ТРТ;

Ха - сила лобового сопротивления;

х - дальность полета модели;

у - высота полета модели;

рТ - плотность ТРТ;

Г(к) - функция показателя адиабаты;

Ф - коэффициент расхода сопла;

V - показатель степени в законе скорости горения ТРТ;

0 - угол между вектором скорости и линией местного горизонта.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Широкорад, А. Б. Снаряд с ракетным сердцем / А. Б. Широкорад // Популярная механика. -2012. - № 115. - С. 12-15.

2. Заявка на патент № 2016115119 от 19.04.2016. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда, МПК Р02К 9/08 / В. А. Архипов, С. С. Бондарчук, А. С. Жуков, А. И. Коноваленко, К. Г. Перфильева.

3. Присняков, В. Ф. Динамика ракетных двигателей твердого топлива / В. Ф. Присняков. - М. : Машиностроение, 1984. - 248 с.

4. Райзберг, Б. А. Основы теории рабочих процессов в ракетных системах на твердом топливе / Б. А. Райзберг, Б. Т. Ерохин, К. П. Самсонов. -М. : Машиностроение, 1972. - 383 с.

5. Соркин, Р. Е. Газотермодинамика ракетных двигателей на твердом топливе / Р. Е. Соркин.-М. : Наука. 1967. - 366 с.

6. Шишков, А. А. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива / А. А. Шишков, С. Д. Панин, Б. В. Румянцев. - М. : Машиностроение, 1989. - 240 с.

7. Степанов, В. П. Динамика полета реактивных снарядов : учебное пособие / В. П. Степанов. -Томск. : Изд-во Томского университета, 1977. - 560 с.

Архипов Владимир Афанасьевич,

д.ф.-м.н., профессор, НИИ ПММ ТГУ, e-mail: le va@niipmm.tsu.ru.

Бондарчук Сергей Сергеевич, вед.н.с. ИПХЭТ СО РАН.

Коноваленко Алексей Иванович, инженер-исследователь НИИПММ ТГУ.

Перфильева Ксения Георгиевна, магистрант кафедры динамики полета Томского государственного университета, тел.: 89138478991, e-mail: kis33365@yandex.ru.