книги из ГПНТБ / Морозов Н.И. Баллистические ракеты стратегического назначения

вая зона, которая заполняется в момент воспламенения заряда продуктами сгорания, и в дальнейшем перетока газов не происходит. Для защиты от нагрева на стенку корпуса, стенку переднего днища и соплового блока на­ носится теплозащитное покрытие. Для предотвращения воспламенения заряда на его наружную цилиндрическую

поверхность наносится бронировка, торцы заряда также бронируются.

б .

Рис. 2.21. Схема крепления заряда в камере:

Схема со скрепленным зарядом предусматривает теплозащитное покрытие, которое наносится на днище и на цилиндрическую часть в местах расположения щелей.

Для воспламенения пороховой шашки используются воспламенители. Воспламенение твердотопливных заря­ дов происходит при нагреве их поверхности до темпера­ туры воспламенения и при создании в камере опреде­

ление*'0 Давления’ обеспечивающего устойчивое их го-

70

Существует много конструкций воспламенителей, од-* нако принцип их работы одинаков. В качестве топлива в воспламенителях применяются черный порох или пиротехнические составы различных рецептур. Для вос­ пламенения топлива служат электрические запальные уст­ ройства, в состав которых входит навеска легковоспла­

легковоспламеняющийся состав. Продукты его горения воспламеняют пиротехни­

ческий состав, в результате чего создаются необходимые условия для воспламенения заряда топлива.

Для воспламенения больших масс топлива могут быть использованы воспламенительные камеры, пред­ ставляющие собой двигатели твердого топлива, значи­ тельно меньшие по размерам, чем основные двигатели.

2.9. Устройство головных частей

Головная часть ракеты предназначается для разме­ щения боевого заряда и его защиты во время движения на траектории. Она отделяется в конце активного уча­ стка от последней ступени и затем движется по балли­ стической траектории к цели. На нисходящей ветви тра­ ектории скорость головной части вначале падает, а затем возрастает вследствие ускорения силы тяжести. Поэтому при входе в плотные слои атмосферы с большими скоро­ стями головная часть нагревается (аэродинамический

71

нагрев). Воздушный поток, обтекая головную часть, вблизи ее поверхности вследствие трения и сжатия тор­ мозится. Кинетическая энергия направленного движения воздуха уменьшается, а давление и температура возра­ стают.

При высоких скоростях сжатие воздуха проявляется в скачках уплотнения, которые возникают у лобовых и выступающих участков поверхности головной части. За скачками уплотнений скорость становится дозвуковой. На самой поверхности головной части воздух как бы прилипает к ней. Этот слой воздуха, в котором прояв­ ляется торможение потока за счет вязкости, называется пограничным. Температуру воздуха в пограничном слое Та определяют по формуле

где Тв, М — температура и число М на внешней грани­ це пограничного слоя;

к— показатель адиабаты воздуха;

Ф— коэффициент, несколько меньший единицы. При скорости головной части М =10 температура на

границе пограничного слоя достигает 3000° С, при ско­ рости М =17—6000° С. Приток тепла в головную часть может вызвать расплавление, разбрызгивание металла и другие повреждения корпуса головной части. Дальней­ шее повышение температуры внутри головной части мо­ жет вывести из строя аппаратуру управления, системы взведения и срабатывания взрывателя и даже привести к уничтожению боевого заряда. Поэтому защите корпуса головной части от аэродинамического нагрева уделяется очень большое внимание.

К конструкции головной части предъявляются сле­ дующие требования: достаточная прочность, высокая теплостойкость, минимальный вес и необходимый запас статической устойчивости во время полета на атмосфер­ ном участке траектории.

Требование прочности головной части объясняется тем, что при полете в плотных слоях атмосферы на нис­ ходящем участке на корпус воздействуют значительные инерционные нагрузки и избыточное давление воздуха.

Требование высокой теплостойкости обусловлено аэродинамическим нагревом.

72

Требование минимального веса определяется необ­ ходимостью сохранения стартового веса ракеты.

Запас статической устойчивости неразрывно связан с достижением необходимой кучности точек падения го­ ловных частей. В статически устойчивой головной части центр масс всегда расположен впереди центра давления (точки приложения аэродинамических сил). Благодаря этому при отклонении продольной оси головной части от касательной к траектории аэродинамические силы возвратят головную часть в исходное положение. Таким образом, во время полета в атмосфере продольная ось совпадает с касательной к траектории. Запас статиче­ ской устойчивости оценивается отношением расстояния между центром масс и центром давления к общей длине боевой части. При отсутствии запаса статической устой­ чивости движение головной части на атмосферном уча­ стке происходило бы неупорядоченно. Вследствие этого сила сопротивления воздуха была бы различной для каждой головной части и кучность значительно ухудши­ лась бы.

Головные части БРСН зарубежные специалисты классифицируют по следующим трем основным призна­ кам.

1. По конструктивной схеме — на постоянные, смен­ ные и разделяющиеся.

Постоянные головные части используются постоянно для данной ракеты независимо от дальности пусков.

Сменные головные части предназначаются для более эффективного использования ракет при пусках на раз­ личные дальности. Например, для пусков на дальности, отличающиеся от максимальной, применяются более тя­ желые, и, следовательно, более мощные головные части.

Разделяющиеся головные части (иногда их называют головными частями кассетного типа) состоят из несколь­ ких боевых частей, собранных в кассету. Во время поле­ та боевые части поочередно выталкиваются из кассеты, что позволяет увеличить площадь поражения.

2. По характеру полета после отделения от ракеты — на неуправляемые и управляемые.

На управляемых головных частях параметры траекто­ рии корректируются после отделения от ракеты с целью улучшения характеристик кучности.

73

3. По .аэродинамической форме (рис. 2.23) — на кони­ ческие, конические со сферическим притуплением, кони­ ческие со сферическим притуплением и с расширяющей­ ся конической «юбкой», цилиндроконические со сфери­ ческим притуплением и конической «юбкой».

Аэродинамическая форма головной части влияет на интенсивность нагрева и статическую устойчивость.

Применение сферических притуплений способствует торможению головных частей в плотных слоях атмосфе­ ры, в результате чего уменьшаются их скорость и ин­ тенсивность нагрева. Таким образом, сферические при­ тупления позволяют уменьшить толщину теплозащитного покрытия и, следовательно, вес корпуса головной части. Применение «юбок» дает возможность сместить центр давления назад и увеличить статическую устойчивость головных частей. Обычно головные части зарубежных БРДД, имеющие большую скорость входа в атмосферу, выполняются со сферическим притуплением. Ракеты средних дальностей могут иметь головную часть в виде корпуса с заостренной вершиной.

При межконтинентальных дальностях кучность голов­ ных частей существенно зависит от угла входа в плот­ ные слои атмосферы: чем больше отклонение угла входа от расчетного, тем больше ошибка в дальности. Поэтому находят применение управляемые головные части (рис. 2.24). Они имеют автономную систему управления и исполнительные органы, которые обеспечивают коррек­ тировку параметров траектории при входе в плотные слои атмосферы.

74

Головная часть состоит из боевого заряда, корпуса, теплозащитного покрытия и вспомогательного оборудо­ вания. Самой важной частью является боевой заряд. Вспомогательное оборудование включает предохрани­ тельное устройство, аппаратуру взведения и срабатыва­ ния взрывателя, а также источники электроэнергии для этих устройств.

Рис. 2.24. Схема управляемой головной части:

I — стабилизирующие сопла; 2 — управляющий двигатель

Вспомогательное оборудование обеспечивает безопас­ ность боевого заряда до определенной точки траектории, а затем взводит взрыватель и подготавливает его к дей­ ствию на расчетной высоте.

Корпус головной части служит для размещения бое­ вого заряда и другой аппаратуры. Он представляет со­ бой тонкостенную обшивку, подкрепленную силовым на­ бором.

На обшивку наносится теплозащитное покрытие. Теплозащитные покрытия могут быть барьерными

типа пористого охлаждения, поглощающими и абляцион­ ными.

При пористом охлаждении вещество вытесняется из­ нутри через пористые стенки на поверхность теплозащит­ ного слоя. Вытекающее вещество испаряется, при этом подводимое тепло расходуется на испарение, и тепло­ вой поток к корпусу существенно снижается.

Поглощающие покрытия предназначены для погло­ щения теплового потока и отвода его в глубину. Для этой цели могут использоваться медные покрытия, на которые для уменьшения подвода тепла за счет излучения газо­ вого потока наносится и тщательно полируется тонкая пленка никеля. Однако эти покрытия слишком тяжелы и считаются неэффективными.

75

Наибольшее применение нашли абляционные покры­ тия, которые в процессе нагрева нагреваются, испаря­ ются или разлагаются и смываются набегающим пото­ ком воздуха. Удаляемый с поверхности материал не только «уносит» тепло, но и входит в пограничный слой, уменьшая передачу тепла через него. Если в со­ став материала покрытия ввести вещество, способное в процессе абляции переходить в жидкое состояние, то эффективность такого покрытия значительно повысится. Вязкая жидкость будет растекаться по всей поверхности головной части и поглощать тепло в процессе испарения или разложения.

В качестве аблирующих материалов могут быть ис­ пользованы пластические материалы, стеклопластики, кремнезем, углерод и графит. В зарубежной печати со­ общалось, что существующие материалы позволяют уда­ лять в пограничный слой в процессе его разложения около 50% тепла, подводимого к головной части. Пре­ имущество аблирующих покрытий заключается в том, что они могут выдерживать значительные тепловые по­ токи, при этом практически не происходит прогрева в глубь покрытия, так как удельная теплопроводность ма­ териалов мала и прогретый слой уносится набегающим потоком воздуха.

2.10. Особенности технологии производства ракет

Для получения высоких летных характеристик ракет, а именно ракет с минимальным стартовым весом при заданном весе головной части и дальности полета, необ­ ходимо, чтобы конструкция имела малый вес. Дости­ гается это путем применения материалов высокой проч­ ности и малой плотности, а также обладающих жаро­ стойкостью и жаропрочностью.

Необходимость всемерного уменьшения веса конст­ рукции и повышения точности работы систем управле­ ния обусловила применение новых способов обработки материалов, а в связи с высокой стоимостью ракет воз­ никла проблема обеспечения надежности.

В зависимости от нагрузок, действующих на отдель­ ные составные части ракет, а также от условий нагру­ жения подбираются материалы, наиболее полно отве­ чающие условиям прочности.

76

Определяющими критериями являются:

---------удельная прочность материала, характеризующая

прочность элементов, подвергаемых растягиваю­ щим нагрузкам;

]/"Ё

---------удельная жесткость, характеризующая устоичи-

о

вость элементов конструкции при сжимающих нагрузках;

а„ — предел прочности материала;

Е— модуль упругости;

р— плотность материала.

Элементы хвостовых и приборных отсеков, переходни­ ков и корпусов головных частей подвергаются воздейст­ вию сжимающих и растягивающих нагрузок.

Поэтому характеристиками этих материалов служат

Ов .. V Е

и . Чем выше значения этих характеристик, тем

Р Р

предпочтительней материал. Для указанных отсеков чаще всего используются малоуглеродистые стали, алю­ миниевые и титановые сплавы и пластические мате­ риалы.

Стенки топливных баков в результате наддува нагру­ жаются растягивающими силами, поэтому материалы, из которых они изготовляются, должны обладать возможно

большим значением - °в . В качестве таких материалов

Р

используют холоднокатаную нержавеющую сталь и алю­ миниевые сплавы с большим содержанием меди.

Стенки РДТТ нагружаются внутренним давлением, поэтому основной характеристикой их материалов также является удельная прочность.

Для изготовления корпусов РДТТ используются сталь, алюминиевые и титановые сплавы, стеклопласти­ ки и т. д.

Корпус ракеты делается по отсекам в различных це­ хах, а затем в сборочном цехе собирается в единое це­ лое. Для изготовления частей ракеты используется гро­ моздкое и дорогостоящее оборудование.

Надежность ракеты обеспечивается непрерывным кон­ тролем за изготовлением отдельных ее элементов и про­ ведением летных испытаний.

77

Рассмотрим для примера мероприятия, обеспечиваю­ щие надежность американской БРДД «Титан». В про­ цессе производства проверяются отдельные детали, узлы, подсистемы и системы, а затем производится всесто­ ронняя (комплексная) проверка собранной ракеты. В ча­ стности, все покупные электрические детали, электросхе­ мы и электрические узлы проверяются на электрическом испытательном стенде. Электрические реле испытыва­ ются следующим образом: реле присоединяют к испыта­ тельным схемам, которые имитируют электрические на­ грузки в ракете. При помощи измерительных приборов определяют время, напряжение в обмотках и величину тока.

Приборы системы управления подвергаются точной проверке в отношении допускаемой нагрузки, регули­ ровки и стабилизации. Узлы пневматических и гидрав­ лических систем испытываются на стендах с целью уста­ новления соответствия данных техническим требовани­ ям. Испытательные стенды оснащаются манометрами, датчиками времени, электроизмерительными прибо­ рами.

После испытаний отдельные узлы и детали собирают­ ся в подсистемы и системы, каждая из которых подвер­ гается испытаниям при горизонтальном положении ра­ кеты.

По окончании сборки ракета переводится на стенд вертикальных испытаний. Здесь проверяется работоспо­ собность всех систем управления, степень усиления сиг­ налов, последовательность прохождения команд, сраба­ тывание некоторых агрегатов автоматики. Испытания максимально приближены к условиям работы систем в полете. В результате проведения всего комплекса испы­ таний некоторые наиболее ответственные узлы в процес­ се сборки ракеты на заводе проверяются по 8—12 раз.

Для проверки ракет на прочность проводятся стати­ ческие и динамические испытания. В процессе статиче­ ских испытаний к корпусу ракеты прикладываются те нагрузки, которые возникают во время полета. Это поз­ воляет выявить любой недостаток в конструкции, не прибегая к летным испытаниям. Каждая ракета запол­ няется жидкостями, сходными по своим свойствам с ре­ альными компонентами. В топливных баках создается давление, соответствующее давлению в полете. Тяга

78