Скрепленный заряд ракетного твердого топлива

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда. Каждый выступ выполнен с возможностью принимать форму кольца в собранном заряде. Теплозащитное покрытие выполнено из материала, химически совместимого с топливом и исключающего диффузию в него компонентов топлива. Изобретение позволяет повысить технологичность изготовления и эксплуатационную надежность заряда. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса.

Из уровня техники известны твердотопливные заряды, скрепленные со стенками корпуса РДТТ, и имеющие следующую схему крепления заряда к стенкам ракетного двигателя: на внутреннюю поверхность корпуса вначале наносят теплозащитное покрытие, а затем к нему приклеивается заряд твердого топлива (патенты США №№4601862, 3578520).

Недостатком приведенных аналогов является сложность конструкции и технологии изготовления заряда из-за многослойной схемы скрепления его с корпусом, так как кроме теплозащитного покрытия, защитно-крепящего слоя (ЗКС), крепящего заряд твердого топлива к теплоизолированной внутренней поверхности корпуса, требуется наличие слоя клея между теплозащитным покрытием и корпусом.

Подготовка корпуса и нанесение клея на внутреннюю поверхность корпуса является трудоемкой, пожароопасной и экологически вредной операцией.

Кроме того, в клей и ЗКС диффундирует пластификатор из топлива. А в современных топливах, обладающих высоким содержанием пластификаторов, параметры механического состояния в значительной степени определяются концентрацией пластификатора. Дефицит пластификатора в прикорпусных зонах топливных зарядов определяет снижение работоспособности заряда в целом.

Известен заряд по патенту РФ №2374213 (дата публикации 27.11.2009 г.), содержащий корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие.

Недостатком известного заряда является сложность конструкции из-за наличия, кроме теплозащитного покрытия (ТЗП), защитно-крепящего слоя в виде резины, сдублированной с объемной тканью и клея, обусловливающая сложность технологии изготовления скрепленного заряда. Кроме того, конструкция по прототипу обладает недостаточно высокой степенью надежности в связи с возможностью отслоения топлива от ЗКС в процессе эксплуатации заряда.

Известен заряд по патенту РФ №2216641 (дата публикации 20.11.2003 г.), содержащий корпус, топливный заряд и размещенный между ними слой, выполняющий функции теплозащитного покрытия и слоя, скрепляющего покрытие с зарядом.

Известный заряд исключает необходимость использования клея для скрепления слоя, обладающего термозащитной способностью (ТЗП), с корпусом за счет использования материала, представляющего собой каландровый листовой материал (резиновая смесь), которым выкладывают внутреннюю поверхность корпуса с последующей вулканизацией резиновой смеси при повышенных температуре (140-170°C) и давлении (5-15 кгс/см2) с одновременной приклейкой его к корпусу.

Недостатком известного заряда является необходимость введения в состав ТЗП, который имеет отличную от топливного заряда полимерную основу, дополнительного компонента (парадинитрозобензола) для придания ТЗП приемлемой адгезионной способности к топливному заряду, что усложняет процесс получения ТЗП с такими функциями. Есть все разумные основания полагать, что введение дополнительного компонента недостаточно для качественного крепления заряда к корпусу, так как предусмотрено наличие торцевых манжет, которые вклеивают в корпус клеевым слоем. Такое увеличение числа отдельных конструктивных элементов обусловливает проведение дополнительных технологических операций при изготовлении заряда, снижают надежность заряда из-за возможного отслоения манжет от корпуса, ТЗП и топливного заряда в процессе эксплуатации заряда. Кроме того, конструкция заряда исключает возможность использовать в соответствии с существующей потребностью комбинированный из разных топлив топливный заряд, так как предусматривает склеивание (химическое взаимодействие) конкретного топлива с конкретным (по химическому составу) ТЗП, разработанным только под это топливо, что снижает эксплуатационные возможности.

Наиболее близким к предлагаемому является заряд по патенту US 4649823, принятый за прототип, содержащий корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда.

В описании известного изобретения декларируется, что представленное конструктивное выполнение заряда направлено на создание механической связи между топливным зарядом и теплозащитным покрытием. Однако не во всех своих воплощениях известное техническое решение выполнено исключительно бесклеевым. Есть все разумные основания полагать, что механическая связь не обеспечивает безусловную работоспособность и надежное функционирование заряда в целом при использовании топлива, охарактеризованного в описании следующим образом - «может быть любого состава, предпочтительно низкой вязкости, чтобы при формовании не образовывалось пор». Предусмотрены мероприятия по дополнению механической связи применением адгезионного материала, нанесенного на поверхность теплозащитного покрытия и поверхность выступов. В случаях бесклеевого крепления теплозащитного покрытия с топливным зарядом предусмотрено варьирование высоты выступов и/или выполнение в выступах отверстий для увеличения контакта материала топливного заряда с выступами. Т.е. прототип не во всех случаях обеспечивает достаточную прочность на отслаивание ТЗП от топлива.

Необходимость введения адгезионного слоя, выполнение выступов разной высоты, выполнение в них отверстий существенно усложняют технологию изготовления заряда.

Не предусмотрена возможность выполнения топливного заряда комбинированным из разных топлив (в каждом воплощении изобретения заряд выполнен только из одного топлива), что снижает эксплуатационные возможности известного технического решения.

Задачей предлагаемого технического решения является разработка конструкции скрепленного заряда ракетного твердого топлива, позволяющей расширить эксплуатационные возможности, повысить технологичность изготовления за счет создания условий, обеспечивающих высокую прочность на отслаивание между ТЗП и топливом при достаточности использования только механического скрепления их между собой без необходимости введения дополнительных конструктивных элементов, увеличивающих контакт теплозащитного покрытия с топливным зарядом.

Поставленная задача решается предлагаемым скрепленным зарядом ракетного твердого топлива, содержащим корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда, отличающийся тем, что каждый выступ выполнен с возможностью принимать форму кольца в собранном заряде, теплозащитное покрытие выполнено из материала, химически совместимого с топливом и исключающего диффузию в него компонентов топлива.

В частности, заряд выполнен из одного топлива или выполнен комбинированным из разных топлив.

Выполнение ТЗП с выступами заявляемой формы в совокупности с остальными существенными признаками обеспечивает его надежное механическое скрепление с топливным зарядом, является фактором, позволяющим использовать в конструкции заряда одновременно разные топлива в соответствии с существующей потребностью по получению различных функциональных результатов, достигаемых двигателем при использовании комбинации топлив. Кроме того, полностью исключена трудоемкая, пожароопасная и экологически вредная операция нанесения клея.

В случае использования при изготовлении заряда комбинации из топлив, для конкретного топлива подбирают материал ТЗП, обеспечивающий совместимость с этим топливом и исключающий диффузию в него компонентов топлива. Причем в частных случаях воплощения изобретения заявляемая конструкция ТЗП позволяет использовать один и тот же ТЗП для всех используемых в комбинации топлив, что совершенно исключено при практическом применении конструкции заряда по прототипу.

Предлагаемый скрепленный заряд ракетного твердого топлива иллюстрируется графическими изображениями:

Фиг. 1 - продольный разрез заряда с ТЗП.

Фиг. 2 - сечение А-А на фиг.1 со сплошными выступами, в собранном заряде принимающих форму колец.

Фиг. 3. - сечение А-А на фиг.1 с прерывистыми выступами, в собранном заряде принимающих форму отдельных штырьков (прототип).

Фиг. 4 - фотография образца ТЗП со сплошными выступами.

Фиг. 5 - фотография поверхности разрушения топлива, скрепленного с заявляемым ТЗП.

На Фиг. 3 позицией 5 обозначены выступы в форме отдельных штырьков, являющиеся одним из воплощений прототипа. В прототипе они описаны как зацепления в виде ручек с головкой.

Фотография, представленная на Фиг. 5, показывает, что разрушение происходит по топливу, а не по границе топливо-ТЗП. Проведенные испытания образцов показали стабильность получаемых результатов.

Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус 1, ТЗП 2, топливный заряд 3. ТЗП снабжено сплошными (тянущимися без перерывов) выступами 4, в собранном заряде принимающих форму колец. Выступы 4 выполняют функцию крепежных элементов.

Конкретные размеры выступов и материал ТЗП определяют при проектировании конкретного заряда.

Внутреннюю поверхность корпуса 1 совмещают с резиноподобным гибким ТЗП 2 (например, резина 51-2110 по ТУ 381051528-90, резина 51-1615 по ТУ 1051177-82), осуществляют вулканизацию, при которой одновременно происходит соединение ТЗП 2 с корпусом 1. Подготовленный таким образом корпус 1 заполняют топливным зарядом 3, который отверждаясь, механически скрепляется с ТЗП 2.

Химическую совместимость материала теплозащитного покрытия и материала топлива обычно проверяют при повышенных температурах (термостабильность). Для оценки термостабильности используют приборы для измерения давления (объема) газовыделения.

К таким приборам относится, например, измерительно-вычислительный комплекс (ИВК) ВУЛКАН-2000 (ООО «Цифровой Дракон»), предназначенный для измерения давления и температуры паров и газов в замкнутом объеме в изотермическом режиме для определения термостабильности веществ. ИВК является прибором общепромышленного назначения и предназначается для использования в заводских и научно-исследовательских лабораториях различных отраслей промышленности

Предлагаемое техническое решение практически реализуемо и позволяет решить поставленную задачу.

1. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда, отличающийся тем, что каждый выступ выполнен с возможностью принимать форму кольца в собранном заряде, теплозащитное покрытие выполнено из материала, химически совместимого с топливом и исключающего диффузию в него компонентов топлива.

2. Скрепленный заряд по п.1, отличающийся тем, что выполнен из одного топлива или выполнен комбинированным из разных топлив.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных с корпусом по цилиндрической части и раскрепленных манжетами по эллиптическим торцевым поверхностям.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей из композиционных материалов. При изготовлении теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя с удлиненной цилиндрической частью и с закладными элементами наносят на внутреннюю поверхность закладного элемента корпуса покрытие из невулканизованной резины.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку, облицованную теплозащитным покрытием с раскрепляющими эластичными манжетами. В месте соединения манжеты и теплозащитного покрытия выполнена кольцевая полость, образованная разнесенными эквидистантно кольцевыми поясками, сопряженными со стороны внешних кромок по дуге и снабженными со стороны внутренних кромок коническими участками.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам нанесения эластичного покрытия, например теплозащитного, на внутреннюю поверхность корпуса. При нанесении эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса, изготавливают эластичную оболочку на оправке и проводят вакуумирование полости между оболочкой и поверхностью оправки, причем площадь поверхности оправки соответствует площади внутренней поверхности корпуса.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении оболочек корпусов из композиционных материалов, требующих по условиям эксплуатации нанесения на поверхность оболочек влагозащитных покрытий с антистатическими свойствами.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей, в частности при нанесении теплозащитного покрытия на внутреннюю поверхность корпусов ракетных двигателей.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо.

При изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия с тканевым защитно-крепящим слоем корпуса ракетного двигателя твердого топлива изготавливают, формуют и вулканизируют внутреннее теплозащитное покрытие с тканевым защитно-крепящим слоем. Из капроновой ткани изготавливают оболочку защитно-крепящего слоя в виде чехла, размеры наружной поверхности которой соответствуют внутренней поверхности корпуса с теплозащитным покрытием. Размещают оболочку защитно-крепящего слоя через разделительный чехол из капроновой ткани на соответствующей длине корпуса жесткой оправке, охватываемой резиновой диафрагмой. Вводят оправку в корпус и расправляют оболочку защитно-крепящего слоя, разделительный чехол и резиновую диафрагму, создавая разряжение между покрытием и резиновой диафрагмой и давление в полости резиновой диафрагмы. Затем выводят оправку из корпуса, а корпус помещают в печь и производят вулканизацию. После окончания вулканизации и охлаждения корпуса с теплозащитным покрытием удаляют из него разделительный чехол и резиновую диафрагму и открывают отверстие в оболочке защитно-крепящего слоя по контуру передней горловины корпуса. Изобретение позволяет снизить трудоемкость изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя. 3 ил.

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей с относительно малым временем работы, например, для двигателей ракетно-артиллерийских боеприпасов. При изготовлении корпуса ракетного двигателя из композиционно-волокнистого материала наматывают слои волокнистого материала со связующим с использованием технологической оснастки, производят термообработку с отверждением связующего и затем удаляют технологическую оснастку. Технологическую оснастку, состоящую из нескольких частей и имеющую форму внутренней поверхности двух корпусов, обращенных друг к другу выходными диаметрами раструбов, собирают с двумя концевыми деталями, содержащими элементы соединения с передними днищами двигателей. Намотку производят псевдолентой, образуемой перекрестными армирующими волокнами, сматываемыми с вращающегося вертлюга и огибающими краевые жгуты. Во время намотки краевые жгуты псевдоленты укладывают окружными витками в зоны концевых деталей. После отверждения разрезают корпуса по месту стыковки обоих раструбов, после чего производят разборку частей оснастки и извлечение корпусов с замотанными концевыми элементами. Изобретение позволяет повысить надежность конструкции ракетного двигателя, работающей под высоким давлением, а также снизить трудоемкость ее изготовления. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей. При формировании внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя в процессе выкладки слоев невулканизованной резины между слоями размещают оптическое волокно для измерения температуры в процессе вулканизации. Оптическое волокно размещают на поверхностях невулканизованной резины спиральными витками с переходом с одного слоя резины на другой слой. Производят точечное закрепление волокна на поверхностях слоев резины с помощью клея холодного отверждения на основе каучуков. Изобретение позволяет повысить качество теплозащитного покрытия. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, длина которого сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло и переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз. Между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. Аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитана обечайка стакана, на величину, равную или меньшую давления, создаваемого во внутренней полости корпуса за счет горения заряда. Изобретение позволяет снизить массу и обеспечить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании твердотопливных импульсных двигателей, к которым предъявляются повышенные требования разноимпульсности при работе в паре или в целой связке. Твердотопливный импульсный двигатель содержит камеру сгорания с зарядом из цилиндрических канальных шашек всестороннего горения, расположенных между опорными решетками, сопло, воспламенитель, закрепленный на передней опорной решетке со стороны донной части камеры сгорания, и пиропатрон, установленный в донной части камеры сгорания. Между соплом и опорной решеткой, расположенной со стороны сопла, установлена перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка эллиптической формы, обращенная выпуклой поверхностью к соплу и имеющая перфорацию в виде сквозных отверстий. Оси сквозных отверстий перегородки составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла. Суммарная площадь отверстий перегородки превышает площадь критического сечения сопла. Изобретение позволяет снизить разброс импульса тяги твердотопливного импульсного двигателя за счет увеличения времени пребывания частиц топлива в его сопловом тракте. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с разновысотными выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда. Высоту выступов варьируют по зонам заряда и назначают в соответствии с действующими в конкретной зоне скрепления заряда с корпусом отрывными напряжениями. Поверхность выступов полностью или частично выполнена с микронеровностями высотой 0,05-0,5 мм, а отношение расстояния между соседними по длине заряда выступами к диаметру головки полугантели выступов составляет 1,7-2,0. Изобретение позволяет снизить вес корпуса с теплозащитным покрытием при одновременном достижении гарантированной прочности крепления топлива к теплозащитному покрытию, в том числе и динамической. 5 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием. Цилиндрическая оболочка имеет плоское донышко с одной стороны и свободный торец с внутренней резьбой с другой. Свободный торец закрыт съемным колпачком куполообразной формы с сопловыми отверстиями при вершине и опорно-защитной решеткой во внутренней полости. Резьбовая часть колпачка выполнена в виде втулки, соединенной с колпачком посредством клея и имеющей послойное армирование тканью перпендикулярно оси резьбы. Колпачок выполнен полностью армированным из ткани с отбортовкой и с резьбой на ней, являющейся продолжением резьбы втулки. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенителя заряда твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к способу изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, получаемого методом непрерывной намотки армирующей ленты. Способ изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, заключающийся в установке на оправку внутреннего теплозащитного покрытия, намотке поверх его силовой оболочки из полимерного композиционного материала с последующей полимеризацией, при этом между оправкой и внутренним теплозащитным покрытием устанавливают изолированную антиадгезионной пленкой манжету из эластичного материала, например силикона с толщиной стенки, соизмеримой с толщиной внутреннего теплозащитного покрытия. Манжета может быть выполнена в виде герметичного мешка, который в процессе полимеризации силовой оболочки корпуса нагружают гидравлическим давлением, превышающим контактное давление на оправку, создаваемое усилием намотки материала силовой оболочки. Изобретение обеспечивает повышение прочностных и адгезионных характеристик конструкции днищ корпуса. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам обеспечения непрерывного контроля состояния твердотопливных зарядов ракетных двигателей. Твердотопливный ракетный двигатель включает композитный корпус и защитный слой, состоящий из теплозащитного покрытия и защитно-крепящего слоя, выполнен раскрепленным для снижения уровня напряжений, возникающих при эксплуатации со стороны переднего и заднего торцов, при помощи манжет, а также снабжен системой контроля отслоений. Система контроля отслоений включает систему датчиков магнитного поля на основе эффекта Холла, детектируемую систему, в виде группы неодимовых магнитных элементов, а также электронно-вычислительную машину. Детектируемая группа неодимовых магнитных элементов размещена на защитно-крепящем слое в зонах вершин раскрепляющих манжет днищ корпуса двигателя, являющихся зонами перехода раскрепленной части заряда в скрепленную, а также в средней по длине части твердотопливного заряда. Изобретение позволяет обеспечить контроль отслоений на границах защитный слой-заряд и защитный слой-корпус, упростить систему контроля отслоений, а также сохранить конструктивную целостность двигателя при выявлении отслоений. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда. Каждый выступ выполнен с возможностью принимать форму кольца в собранном заряде. Теплозащитное покрытие выполнено из материала, химически совместимого с топливом и исключающего диффузию в него компонентов топлива. Изобретение позволяет повысить технологичность изготовления и эксплуатационную надежность заряда. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх