Изобретение относится к области военной техники, а именно к заряду ракетного двигателя на твердом ракетном топливе. Заряд твердого ракетного топлива содержит корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд, торцевые манжеты и защитокрепящий слой. Состав для торцевых манжет содержит в мас.%: полидиенуретанэпоксид (каучук ПДИ-3А) 79,6-81,9, аминный отвердитель УП-0638 1,7-4,0, углерод технический (сажа П-803) 12,4-16,4 и аэросил А-380 0,1-4,0. Изобретение позволяет повысить надежность скрепления топливного заряда с корпусом, а также упростить процесс изготовления заряда. 1 ил.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к зарядам ракетных двигателей (РД) из смесевого твердого ракетного топлива, прочно скрепленных со стенками корпусов ракетных двигателей защитно-крепящим слоем.

В современном ракетостроении применяются заряды, прочноскрепленные с корпусом, и с совершенно иными энергетическими характеристиками по сравнению с известными, вкладными зарядами. Вкладные заряды обладают недостатками, связанными с необходимостью их крепления, горение происходит как по внутренней, так и наружной поверхностям, требуется самостоятельная защита корпуса, при хранении происходит изменение формы заряда, из-за большой поверхности взаимодействия с окружающей средой ускоренно идет процесс выделения летучих веществ.

Поэтому в настоящее время применяются заряды с технологией изготовления, когда форма заряда и его физико-механические характеристики формируются непосредственно в процессе затвердевания топливной массы в корпусе, при этом корпус, защитокрепящий слой, торцевые манжеты и другие армирующие компоненты являются неотъемлемой частью заряда. Таким образом, заряды данного типа без корпуса просто не могут существовать. Поскольку рецептура и технология предусматривают получение заданных характеристик только при наличии жесткой опоры, которой в данном случае является корпус и указанные компоненты. Такое сочетание позволяет получить заряд с требуемыми характеристиками.

Одним из наиболее сложных вопросов разработки зарядов твердого ракетного топлива является обеспечение прочного скрепления заряда с корпусом ракетного двигателя, предназначенного для эксплуатации в широком диапазоне температур от минус 60°С до плюс 60°С.

Прочность скрепления заряда твердого ракетного топлива во многом зависит от состава защитокрепящего слоя и манжет, а также способа скрепления заряда с корпусом и применяемых при этом материалов. 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, прочно-скрепленный с ним топливный заряд, защитокрепящий слой по патентам США №4601862, кл. С06D 1/04, 1986 г., №3578520, 1971 г., патенту Японии №49-25324, кл. С06D 1/04, 1974 г., заявке ФРГ №2444930, кл. С06D 5/00, 1976 г., по патентам РФ №2216641, кл. F02K 9/32, 2002 г., РФ №2262612, кл. F02K 9/32, 2003 г.

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

По патентам РФ №2216641 и №2262612 заряд твердого ракетного топлива крепится к корпусу ракетного двигателя при помощи защитокрепящего слоя (ЗКС), выполняющего функции теплозащитного покрытия и крепящего слоя и представляет собой листовой каландрованный материал на основе этиленпропилендиенового каучука. Данные составы используются в качестве защитокрепящего слоя для скрепления крупногабаритных зарядов из топлив на основе полидиенуретанэпоксида с корпусами ракетных двигателей, в том числе и сложной геометрической формы и переменной толщины. Поскольку указанные ЗКС в качестве основы содержат этиленпропилендиеновый каучук, а заряды изготавливаются из полидиенуретанэпоксида, то для надежного скрепления двух разных по химической природе материалов (ЗКС и заряд) на внутреннюю поверхность корпусов дополнительно наносится так называемая вулканизующая добавка.

Известна конструкция заряда твердого ракетного топлива по патенту РФ №2166660, кл. МПК F02K 9/32, 2000 г., принятая за прототип, включающая корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд, топливный заряд скреплен с корпусом одним защитокрепящим слоем постоянной толщины и торцевыми манжетами, основа которых по химическому составу соответствует основе топливного заряда и выполнена, например, из полидивенилуретанэпоксида.

Недостатками такого состава являются его свойства, не позволяющие получать качественные торцевые манжеты с высокими механическими характеристиками (прочность и эластичность). При изготовлении зарядов твердого ракетного топлива имеют место случаи растрескивания и выкрашивания манжет после распрессовки из-за их недостаточно высокой прочности и эластичности. Манжеты в процессе изготовления зарядов при воздействии повышенных температур и давлений размягчаются и проникают в зазоры техоснастки, переформовываются, а при распрессовке разрушаются. На готовых зарядах, отдельных участках внутренней поверхности корпусов ракетных двигателей также образуются дефекты, которые могут привести к нарушению функционирования ракетного двигателя.

Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом твердого ракетного топлива являются корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд, торцевые манжеты, защитокрепящий слой.

В отличие от прототипа, в предлагаемом авторами заряде твердого ракетного топлива состав для торцевых манжет содержит полидиенуретанэпоксид, аминный отвердитель и смесь наполнителей при следующем соотношении компонентов, мас.%:

Полидиенуретанэпоксид (каучук ПДИ-3А)	79,6-81,9
ТУ 003326-86
Аминный отвердитель УП-0638	1,7-4,0
ТУ 6-10-35-90
Углерод технический (сажа П-803)	12,4-16,4
ГОСТ 7885-86
Аэросил А-380	0,1-4,0
ГОСТ 14922-77

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые испрашивается объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является создание заряда твердого ракетного топлива, позволяющего повысить надежность, а также технологичность изготовления заряда.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном заряде твердого ракетного топлива, включающем корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд, торцевые манжеты и защитокрепящий слой, особенность заключается в том, что состав для торцевых манжет содержит полидиенуретанэпоксид, аминный отвердитель и смесь наполнителей при следующем соотношении компонентов, мас.%:

Полидиенуретанэпоксид (каучук ПДИ-3А)	79,6-81,9
Аминный отвердитель УП-0638	1,7-4,0
Углерод технический (сажа П-803)	12,4-16,4
Аэросил А-380	0,1-4,0

Новая совокупность признаков, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:

- использования в составе для торцевых манжет аминного отвердителя УП-0638 повысить адгезию его к корпусу ракетного двигателя, поскольку отвердитель УП-0638 обладает вязкой консистенцией (отвердитель УП-0638 ТУ 6-10-35-90, представляет собой эвтектическую смесь метафенилендиамина и 4,4/-диаминодифенилметана), его несложно разогревать одновременно с разогревом каучука ПДИ-3А перед вводом в состав, что позволяет упростить технологический процесс приготовления состава и повысить технологичность в использовании;

- введения в состав аэросила достигнуть повышения прочности при разрыве и относительного удлинения, что обеспечивает изготовление качественных манжет, без ухудшения адгезионных свойств.

Вышеуказанные признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию "новизна".

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного на сегодня уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию "изобретательский уровень".

Сущность изобретения поясняется чертежом, где представлен разрез заряда твердого ракетного топлива. Предлагаемый заряд твердого ракетного топлива состоит из корпуса 1, жестко скрепленного топливного заряда 2, защитокрепящий слой 3, торцевые манжеты 4 и 5, заряд и торцевые манжеты вклеены в корпус составом 6.

Вышеописанное устройство работает следующим образом.

После включения ракетного двигателя загорается жестко скрепленный с корпусом 1 топливный заряда 2, в течение всего времени работы защитокрепящий слой 3, вклеенные в корпус составом 6 торцевые манжеты 4 и 5 обеспечивают требуемые динамические и тепловые характеристики работы двигателя, при этом заряд надежно удерживается, а корпус защищается от тепловых нагрузок в процессе функционирования.

Таким образом, применение новых, более эффективных компонентов для заявляемого технического решения на основе полидиенуретанэпоксида, используемого для изготовления манжет, приводит к получению нового технического результат по сравнению с прототипом, за счет аминного отвердителя УП-0638 отверждение манжет осуществляется при более низких температурах, что упрощает технологический процесс изготовления зарядов твердого ракетного топлива, а за счет смеси наполнителей (углерод технический и оксид кремния (аэросил А-380) в предлагаемом соотношении повышаются механические характеристики манжет и адгезия состава к металлу, что, в свою очередь, улучшает качество изготовленных зарядов и позволяет использовать состав для исправления дефектов как в защитокрепящем слое на заводе-изготовителе корпусов, так и в готовых зарядах.

Приготовление состава существенно упрощено. Изготовление торцевых манжет осуществляется заливкой состава в формы, в которые затем вставляется формующая оснастка, конфигурация и размеры ее соответствуют конфигурации и размерам торцевых манжет применительно к конкретному заряду твердого топлива.

В таблице приведен предлагаемый состав и механические и адгезионные характеристики.

Таблица.
Характеристики предлагаемого состава
№ п/п	Наименование компонентов и характеристик	Содержание компонентов, мас.%
Пример 1	Пример 2	Пример 3
1	Полидиенуретанэпоксид	81,9	81,1	79,6
	(каучук ПДИ-3А)
2	Углерод технический (сажа П-803)	16,4	15,4	12,4
3	Аминный отвердитель УП-0638	1,7	2,5	4,0
4	Аэросил А-380	0,1	1,0	4,0
	Свойства:
	Прочность при разрыве при	42,0-43,5	45,5-47,3	58,7-60,2
	температуре 20°С, кгс/см²
	Относительное удлинение при	180-220	240-260	270-300
	разрыве при температуре 20°С, %
	Прочность адгезионного соединения «состав-топливо» на отрыв при температуре 20°С, кгс/см²	5,6	5,8	5,9

Проведенные лабораторные исследования показали, что состав для изготовления торцевых манжет имеет достаточно высокую прочность при разрыве (42-60 кгс/см²), высокое относительное удлинение (180-300%), хорошую адгезию к топливу и обеспечивает хорошее и надежное скрепление заряда твердого ракетного топлива с корпусом ракетного двигателя.

Таким образом, все перечисленные особенности заявляемого заряда твердого ракетного топлива и применяемые более эффективные материалы для изготовления торцевых манжет позволяют обеспечить его высокую надежность, а также повысить технологичность изготовления заряда.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.

Заряд твердого ракетного топлива, содержащий корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд, торцевые манжеты и защитокрепящий слой, отличающийся тем, что состав для торцевых манжет содержит полидиенуретанэпоксид, аминный отвердитель и смесь наполнителей при следующем соотношении компонентов, мас.%

Полидиенуретанэпоксид (каучук ПДИ-3А)	79,6-81,9
Аминный отвердитель УП-0638	1,7-4,0
Углерод технический (сажа П-803)	12,4-16,4
Аэросил А-380	0,1-4,0

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке ракетных двигателей твердого топлива с вкладными бронированными зарядами.

Стартовый ракетный двигатель на твердом топливе // 2377431

Изобретение относится к области стартовых ракетных двигателей на твердом топливе, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Заряд смесевого ракетного топлива и способ его изготовления // 2374480

Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя // 2342552

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. .

Ракетный двигатель // 2322605

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах. .

Ракетный двигатель на твердом топливе // 2312999

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива с прочно скрепленным зарядом смесевого твердого топлива, например, в маршевых двигателях крылатых ракет малого радиуса действия.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2297546

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным. .

Ракетный двигатель твердого топлива // 2286475

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. .

Ракетный двигатель твердого топлива // 2282743

Заряд ракетного твердого топлива // 2263812

Изобретение относится к военной технике, и в частности к ракетным двигателям (РД) с зарядами из смесевых твердых топлив (СТТ), прочноскрепленных с корпусом РД с помощью защитно-крепящих слоев (ЗКС).

Ракетный двигатель твердого топлива // 2422663

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных

Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты) // 2428579

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива

Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) // 2429368

Ракетный двигатель твердого топлива // 2446307

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), имеющего большое время работы

Адаптер в виде подкрепленной оболочки вращения конической формы из полимерных композиционных материалов // 2483927

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к оболочечным конструкциям из полимерных композиционных материалов, и может быть использовано при создании корпусов или отсеков адаптеров летательных аппаратов, применяемых в ракетной и авиационной технике

Ракетный двигатель твердого топлива // 2493401

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан. Цилиндрическая часть стакана размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда. Дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиэфируретанметакрилатного связующего, наполненного нитроцеллюлозой в соотношении нитроцеллюлоза : полиэфируретанметакрилат - 4:1…5:1. Изобретение позволяет повысить импульс тяги ракетного двигателя, а также снизить его пассивную массу. 1 ил.

Заряд смесевого твердого топлива // 2493402

Заряд смесевого твердого топлива содержит корпус, защитно-крепящий слой и узел скрепления торцевой части заряда в виде эластичного элемента, расположенного между топливом и внутренней поверхностью корпуса. Эластичный элемент имеет кольцевой разрез, а нижняя граница эластичного элемента определяется гипотенузой прямоугольного треугольника, приложенного прямым углом к вершине кольцевого разреза, где горизонтальный катет располагается ближе к корпусу ракетного двигателя и имеет размер 0.03÷0.14 внешнего радиуса заряда, а вертикальный катет равен 0.03÷0.06 внешнего радиуса заряда. Изобретение позволяет снизить контактные напряжения на торце заряда, повысить механическую надежность и обеспечить условие равнопрочности. 1 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2498100

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан. Цилиндрическая часть стакана размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, а дно контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя. Кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиакриламида, наполненного нитроцеллюлозой в соотношении нитроцеллюлоза:полиакриламид - 2…3:1. В днище стакана выполнены отверстия для прохода газов из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу. Изобретение позволяет снизить воздействие теплового потока продуктов сгорания на корпус ракетного двигателя, а также повысить суммарный импульс тяги. 1 ил.

Способ ремонта поверхности деталей из углепластика // 2553315

Изобретение относится к технологии композиционных материалов и может быть использовано при ремонте поверхности деталей ракетного двигателя. Способ ремонта поверхности деталей из углепластика включает приготовление ремонтного состава, обезжиривание дефектов поверхности, заполнение их ремонтным составом и отверждение. Готовят ремонтный состав, содержащий смолу эпоксидно-диановую СЭДМ-6, отвердитель Л-20, АДЭ-3 и порошок углепластика с размером частиц не более 0,2 мм, высушенный при температуре 110 - 130°C в течение 3 часов. При этом заполняют дефекты поверхности деталей ремонтным составом путем его нанесения до уровня поверхности не позднее чем через 1 час после приготовления ремонтного состава, а отверждение проводят при температуре 15 - 35°C в течение 72-120 часов. Обеспечивается повышение качества устранения дефектов с получением ровной гладкой поверхности в зоне дефекта, при этом прочность материала в зоне устраненного дефекта сопоставима с прочностью основного материала заготовки. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ изготовления корпуса ракетного двигателя из полимерных композитов с газоходом и корпус ракетного двигателя из полимерных композитов с газоходом // 2574702

Группа изобретений относится к области ракетного машиностроения, в частности к производству корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композитов. Корпус ракетного двигателя из полимерных композитов с газоходом включает теплоэрозионно-стойкое покрытие и силовую оболочку. Теплоэрозионно-стойкое покрытие газохода выполнено из термостойкой резины, армированной слоями спиральных витков ленты из ткани с косым расположением термостойких волокон основы и утка. Ширина ленты составляет 0,5-1,0 внутреннего диаметра газохода, а шаг намотки ленты составляет 0,30-0,35 ширины ленты. При изготовлении корпуса ракетного двигателя на металлической оправке формируют теплоэрозионно-стойкое покрытие и силовую оболочку. Для формирования теплоэрозионно-стойкого покрытия газохода дублируют ткань из термостойких волокон с пластиной из термостойкой невулканизованной резины, нарезают из нее ленты с косым расположением волокон основы и утка и наматывают слои спиральных витков ленты. Группа изобретений позволяет повысить надежность и технологичность корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.