Ракетный двигатель твердого топлива

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе с зарядами из смесевых твердых топлив с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы, прочноскрепленными с нанесенным на внутреннюю поверхность корпуса теплозащитным покрытием через защитно-крепящий слой. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, выложенное по его внутренней поверхности теплозащитное покрытие, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой и заряд твердого топлива. По всей длине заряда между теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем размещен промежуточный слой из металлической фольги, равнопрочно скрепленный клеевым соединением с теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем. Слой металлической фольги препятствует проникновению газообразных компонентов (аммиака), выделяющихся в заряд твердого топлива из теплозащитного покрытия через защитно-крепящий слой в процессе хранения и эксплуатации, что предотвращает разрушение уретановых и сложноэфирных связей полидиенуретанэпоксидного каучука, являющегося основой заряда твердого топлива, обеспечивает расчетные тяговые характеристики в течение всего времени работы РДТТ и повышает надежность работы двигателя. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе (РДТТ) с зарядами из смесевых твердых топлив с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы, прочноскрепленными с нанесенным на внутреннюю поверхность корпуса теплозащитным покрытием через защитно-крепящий слой.

Форма прочноскрепленного заряда твердого топлива и его физико-механические характеристики формируются непосредственно в процессе затвердевания топливной массы корпусом РДТТ с теплозащитным покрытием, защитно-крепящим слоем, торцевыми манжетами, армирующими компонентами и формообразующими дополнительными элементами.

Одним из наиболее сложных вопросов разработки зарядов твердого топлива является обеспечение его физико-механических характеристик за весь период эксплуатации и прочное скрепление заряда с корпусом ракетного двигателя, предназначенного для использования в широком диапазоне температур, от минус 60°С до плюс 60°С. Применяемые материалы должны обеспечить достаточно высокую адгезию, как к корпусу ракетного двигателя, так и к поверхности заряда твердого ракетного топлива.

В мировой зарубежной и отечественной практике широко используются заряды твердого ракетного топлива, содержащие корпус, прочноскрепленный с ним заряд, торцевые манжеты и защитно-крепящий слой.

Наиболее близким по технической сущности является патент США №3578520 B32b 5/20 1971.

В нем заряд твердого топлива крепится к корпусу ракетного двигателя посредством двух слоев - это теплозащитное покрытие (ТЗП) требуемой толщины, которым выложена внутренняя поверхность корпуса и нанесенный на ТЗП адгезионный защитно-крепящий слой, предназначенный непосредственно для скрепления заряда твердого топлива с ТЗП.

Задача адгезионного защитно-крепящего слоя - эффективно связать корпус РДТТ с зарядом и одновременно теплоизолировать заряд от корпуса. В качестве такого материала используется изоляционная липкая пена - вулканизирующий силикон.

Недостатком данной схемы крепления заряда твердого топлива к корпусу является то, что для обеспечения однородного слоя изоляционной силиконовой пены используется испаряющийся материал (фреон), а сама пена, имеющая пористую структуру, не обеспечивает должной изоляции (герметичности) соединяемых элементов конструкции. Проведенными исследованиями установлено негативное влияние газообразных компонентов (в частности аммиака), выделяющихся из теплозащитного покрытия в процессе длительного хранения РДТТ, на состояние приграничного слоя заряда твердого топлива.

При изготовлении, хранении и эксплуатации ракетных двигателей газообразные компоненты (аммиак), выделяющиеся из ТЗП, проникают через защитно-крепящий слой и разрушают уретановые и сложноэфирные связи полидиенуретанэпоксидного каучука, являющегося основой заряда твердого топлива, что приводит к снижению уровня механических характеристик топлива на границе контакта с ТЗП и приводит к падению прочности адгезионного соединения.

Кроме того, ухудшение механических характеристик приводит к кратковременному резкому повышению давления в РДТТ в конце его работы, т.е. когда поверхность горения достигает пристеночного «рыхлого» слоя, что имело место при проведении стендовых испытаний ряда изделий и в некоторых случаях привело к разрушению корпуса РДТТ.

Предлагаемое изобретение предназначено для обеспечения стабильности физико-механических характеристик топлива в течение всего срока хранения и эксплуатации, обеспечения расчетных тяговых характеристик в течение всего времени работы РДТТ и повышения надежности работы двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, уложенное на его внутренней поверхности теплозащитное покрытие, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой и заряд твердого топлива, между теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем расположен слой металлической, например, алюминиевой фольги, равнопрочно скрепленный с ними клеевым соединением. Слой металлической фольги препятствует проникновению газообразных компонентов (аммиака), выделяющихся в заряд твердого топлива из ТЗП через защитно-крепящий слой в процессе хранения и эксплуатации, что предотвращает разрушение уретановых и сложноэфирных связей полидиенуретанэпоксидного каучука.

Изобретение поясняется изображением (фиг. 1), где представлен разрез ракетного двигателя твердого топлива. Предлагаемый РДТТ состоит из корпуса 1, теплозащитного покрытия 2, нанесенного на внутреннюю поверхность ТЗП слоя металлической фольги 3 (фиг. 2), защитно-крепящего слоя 4, вклеенных в корпус торцевых манжет 5 и 6, заряда твердого топлива 7 и сопла 8.

Вышеописанное устройство работает следующим образом. Слой металлической фольги 3 в течение всего срока хранения и эксплуатации, т.е. до начала работы РДТТ, препятствует миграции продуктов газовой среды (аммиака), выделяющихся из теплозащиты в твердое топливо. После включения ракетного двигателя, в процессе работы теплозащитное покрытие 2, вклеенные в корпус манжеты 5 и 6, а также защитно-крепящий слой 4 обеспечивают требуемые динамические и тепловые характеристики в течение всего времени работы, при этом металлическая фольга выгорает вместе с топливом и защитно-крепящим слоем. Истечение газов происходит через сопло 8.

Таким образом, применение металлической фольги, разделяющей теплозащиту и защитно-крепящий слой с зарядом твердого топлива, обеспечивает стабильность физико-механических характеристик топлива в течение всего срока хранения и эксплуатации, обеспечивает расчетные тяговые характеристики в течение всего времени работы РДТТ и повышает надежность работы двигателя.

Указанный положительный эффект подтвержден испытанием опытных образцов, выполненных в соответствии с предполагаемым изобретением.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, выложенное по его внутренней поверхности теплозащитное покрытие, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой и заряд твердого топлива, отличающийся тем, что по всей длине заряда между теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем размещен промежуточный слой из металлической фольги, равнопрочно скрепленный с теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем клеевым соединением.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологии изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе.

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Изобретение относится к тепловым двигателям, в которых для производства механической работы используется теплота сгорания твердого топлива, в частности топлива из трудновоспламеняемых наночастиц бора.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии.

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги или создании узла дополнительной тяги ракетного двигателя. Узел отсечки тяги ракетного двигателя содержит сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла, зафиксированную в районе среза сопла, а также пиропатрон.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологии изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологии изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам с бессопловом двигателем твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого выполнен в виде усеченного конуса, и воспламенитель.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке и изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала (КМ), имеющих узел стыка, например, с основанием или со смежными отсеками.

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

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

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе с зарядами из смесевых твердых топлив с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы, прочноскрепленными с нанесенным на внутреннюю поверхность корпуса теплозащитным покрытием через защитно-крепящий слой. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, выложенное по его внутренней поверхности теплозащитное покрытие, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой и заряд твердого топлива. По всей длине заряда между теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем размещен промежуточный слой из металлической фольги, равнопрочно скрепленный клеевым соединением с теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем. Слой металлической фольги препятствует проникновению газообразных компонентов, выделяющихся в заряд твердого топлива из теплозащитного покрытия через защитно-крепящий слой в процессе хранения и эксплуатации, что предотвращает разрушение уретановых и сложноэфирных связей полидиенуретанэпоксидного каучука, являющегося основой заряда твердого топлива, обеспечивает расчетные тяговые характеристики в течение всего времени работы РДТТ и повышает надежность работы двигателя. 2 ил.

Наверх