УСТРОЙСТВО ЗА ЗАПАЛВАНЕ
Системата за запалване (фиг. D.13) включва: първичен източник на топлинна енергия; устройство, което образува и насочва горещ поток; запалително устройство (ID), което запалва заряд от твърдо гориво.
Като първични източници на топлинна енергия в системите за запалване най-широко се използват електровъзпламенителите или пиротехническите патрони. Те имат нажежен мост, разположен вътре в иницииращия заряд. Иницииращият заряд е проба черен барут или специален пиротехнически състав (например гранулиран бездимен барут 50%, оловни соли 25%, калиев перхлорат 25%). В процеса на изгаряне на иницииращия заряд налягането в пирона достига 5 ... 15 MPa, а общото време на работа I' от момента на подаване на ток към нажежаемия мост е 10 . 1,5 х 10 2 s.
Горещият газ, който се получава по време на мигането на началния заряд, се подава през направляващото устройство към WU. Водещите устройства са предимно кухи тръби с различен дизайн с диаметър на канала 5 . 10 мм и дължина 50. 200 мм.
UEV се състои от корпус, първичен запалителен състав, основен запалителен състав и закрепващи елементи. За големи ракетни двигатели с твърдо гориво стартовите двигатели се използват като VU.
Конструкцията на тялото на бордовото устройство трябва да отговаря на следните основни изисквания.
1. Корпусът трябва да е достатъчно здрав, за да не се срути от вътрешно налягане с експлозия, да запази дизайна си до края на експлоатацията на ED и да изгори по време на изгарянето на горивния заряд. В ракетен двигател с твърдо гориво за многократна употреба VU не изгаря.
2. Конструкцията на кутията трябва да уплътнява пиротехническия състав, намиращ се в нея по време на съхранение, транспортиране и работа на възпламенителя.
3.Конструкцията на корпуса трябва да осигурява поглъщане на ударните сили, действащи върху възпламенителния състав по време на работа на взривното устройство.
По време на изгарянето на пиротехническия състав в VU се развива налягане до 1 ... 3,0, MPa. През многобройни отвори в тялото след разрушаването на обтураторната обвивка газовете се вливат в свободния обем на горивната камера на ракетния двигател с твърдо гориво.
Общата площ на отворите за изтичане на газове ( = 1) се определя въз основа на максималното налягане, разрешено от силата на тялото.
В малогабаритните ракетни двигатели с твърдо гориво се използват VU със затворен обем, така наречените възпламенители с форма на кутия. Кутийният запалител се състои от малък метален или пластмасов корпус, съдържащ електрически запалител и запалител. Като възпламенителен състав се използват гранулиран черен прах, пиротехнически смеси.
Фиг. 1.13. Запалително устройство RDTT:
1 - първичен източник на горещи газове; 2 - направляващо устройство; 3 - заряд от пиротехническо гориво (на таблетки); 4 - уплътнителна обвивка VU; 5 - сграда VU; 6 - междинен заряд
За запалване на зарядите на големи двигатели основният запалителен заряд се прави от бързо изгарящо твърдо гориво (фиг. 1.14). Потокът от продукти на горенето се формира от дюза на дюза и се насочва към заряда на ракетния двигател с твърдо гориво. Като се има предвид краткото време на изгаряне на състава на запалителя (0,1 ... 0,3 s), конструкцията на неговия заряд се извършва с развита горивна повърхност.
Масата на запалителното устройство със заряд от пиротехнически горивни топчета (виж фиг. 1.13) е пропорционална на средната повърхност на горене на заряда с твърдо гориво (St/rte
W ): t 2.2W 2/3 , къдетоmwu се измерва вkg, aWв m 3 .
Дебитът от възпламенителя GG (виж фиг. 1.14) е пропорционален на дебита от ракетния двигател с твърдо гориво в стабилен режим на работа:mvu 0,084m.
Фиг. 1.14. Възпламенител с многоканално твърдо гориво:
1 - тяло; 2 - канали; 3 - заряд от бързо изгарящо високоенергийно твърдо гориво; 4 - дупки; 5 - пирозапал; 6 - фланец; 7 - гумена лента.
ЗАБИРАЩ ИЗКЛЮЧВАЩ МОДУЛ
За да се осигури определен обсег и точност на полета на балистичните ракети с твърдо гориво, тягата на последната степен е отрязана.
Прекъсването (изключване, реверс, нулиране) на тягата може да се извърши по различни начини:
1) отваряне на допълнителни дюзи - глава (фиг. 1.15) или страна;
2) отделяне на част от двигателя;
3) чрез погасяване на заряда в резултат на:
а) отваряне на допълнителни дюзи;
б) впръскване на охлаждаща течност в камерата на ракетата;
в) впръскване на охлаждаща течност след отваряне на допълнителни дюзи;
4) използване на подвижни механични реверсивни устройства;
5) отделяне на работещата главна система за задвижване чрез стартиране на спирачните двигатели, давайки на работещия основен двигател кратък и силен тласък в обратна посока и настрани.
Също така е възможно да се прекъсне тягата на ракетните двигатели с твърдо гориво, като се използва комбинация от който и да е от горните методи.
Основните изисквания към системата за прекъсване на тягата на ракетни двигатели с твърдо гориво на балистични ракети са да осигуряват:
определен спирачен импулс на последната степен на ракетата;
минимална дисперсия на крайната скорост; възможността за стрелба в определен диапазон на промяна на обхвата.
В този случай продуктите от изгарянето на горивото, изтичащи от прекъсванетодупки, не трябва да нарушават отделената глава.
Първото изискване се изпълнява чрез избор на площта на напречното сечение на отсечените дюзи, като се вземе предвид техният наклон към оста на ракетата. За надеждно отделяне на челната част е необходимо общият противонапор от всички отсечени дюзи да бъде приблизително с 10% повече от тягата на основната дюза.
Фиг. 1.15. Прекъсване на тягата на ракетни двигатели с твърдо гориво чрез отваряне на допълнителни дюзи на главата (i) или чрез отделяне на частта на дюзата (b):
1 - звънец; 2 - детонационен шнур; 3 - капак на блока за прекъсване; 4 - топлозащитно покритие; 5 - тяло на твърдо гориво; 6 - електрически детонатор
Минималното разсейване на крайната скорост се осигурява от конструкцията на блока за прекъсване на тягата, който осигурява бързото му отваряне с експлозивни средства (подкопаване на пироболти или детониращи заряди), както и използването на двустепенно прекъсване на тягата на ракетни двигатели с твърдо гориво. Такава система се основава на последователно отваряне на реверсивни дюзи с определен интервал от време.
За да се намали смущението на въздействието на продуктите от изгарянето на горивото, изтичащи от отсечените дюзи върху отделената бойна глава, отсечените дюзи са разположени на предното дъно под ъгъл спрямо оста на ракетата. Възможността за стрелба в определен диапазон на промяна на обхвата се осигурява от конструкцията на заряда. Възможни са варианти за разположение на възлите за прекъсване на тягата върху страничната повърхност на ракетния двигател с твърдо гориво.
Фиг. 1.16. Изключване на тягата на ракетния двигател с твърдо гориво чрез преместване на дюзата по протежение на коничните болтове:
a—до изключване на тягата;b -след изключване на тягата; 1 - дюза част на тялото; 2 - коничен болт; 3 - експлозивен болт (условно показан); 4 - фланец на дюзата.
В диаграмата, показана на фиг. 1.16, прекъсването на тягата на ракетния двигател с твърдо гориво се основава на движението на дюзата по протежение на коничните болтове, стърчащи извън фланеца на дюзата и имащи повечеширок край отзад. В маршируващ режим дюзата се задържа отчасти поради плътно прилягане към конични болтове, отчасти с пироболти. След задействане на пироболтите, по команда за нулиране на тягата, дюзата се премества на определено разстояние по коничните болтове. Те се изтеглят през отворите на фланеца, дюзата спира и в частта на тялото на дюзата се образува голям прозорец, чиято площ надвишава няколко пъти критичната площ на сечението на дюзата. Времето за движение на дюзата е от порядъка на (1. 2) 10 2 s, разстоянието е около 20 см. Част от газовете, изтичащи през този голям прозорец, се забавят върху скосения фланец на дюзата и по този начин създават някаква обратна сила. След изпразване на двигателя зарядът изгасва.
Този метод на прибиране на дюзата с нейното постоянно забавяне на конусните болтове почти не води до увеличаване на аксиалните претоварвания по време на периода на прекъсване.