Корпус ракетного двигателя на твердом топливе



Корпус ракетного двигателя на твердом топливе
Корпус ракетного двигателя на твердом топливе

 


Владельцы патента RU 2418186:

Жуйков Владимир Николаевич (RU)
Ренсков Артур Петрович (RU)
Рыжков Геннадий Федорович (RU)
Ланг Виктор Фридрихович (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к таким системам, как неуправляемые авиационные ракеты, реактивные системы залпового огня и стартовые ступени зенитных управляемых ракет. Корпус ракетного двигателя на твердом топливе включает сам корпус и выполненный за одно целое с ним сопловой блок. Контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена теплозащитным покрытием. Корпус и сопловой блок выполнены изотермической штамповкой из трубы на основе сплава алюминия. Теплозащитное покрытие выполнено эрозионно стойким на основе анодной пленки оксида алюминия с толщиной до 60 мкм. Сопловой блок выполнен с узлами крепления оперения. Изобретение позволяет упростить технологический процесс изготовления, а также повысить надежность, безопасность и пассивный вес корпуса. 2 ил.

 

Предполагаемое изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к таким системам, как неуправляемые авиационные ракеты (НАР), реактивные системы залпового огня (РСЗО), стартовые ступени зенитных управляемых ракет (ЗУР) и др.

Стоящие на вооружении многих стран системы в массе своей достаточно сложны при их изготовлении и эксплуатации. Поэтому существует проблема упрощения технологии массового изготовления, снижения веса готового изделия и соответственно повышения надежности его при эксплуатации.

Известно техническое решение по патенту РФ №2138670 (кл. 6 F02K 9/08, заявл. 30.12.1997 г.), включающее корпус ракетного двигателя, внутренняя поверхность которого покрыта теплоизоляционным слоем, сопловой блок, выполненный за одно целое с корпусом ракетного двигателя.

Известная конструкция имеет своим недостатком отсутствие теплозащитного покрытия на внутренней стенке соплового блока. Это снижает надежность защиты внутренней поверхности от температурного и механического воздействия продуктов сгорания твердого топлива.

В качестве прототипа выбрано техническое решение по патенту США №3,108,433 от 04.03.1960, кл. 60-35.6, включающее корпус ракетного двигателя и сопловой блок, выполненный за одно целое с корпусом, при этом контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена теплозащитным покрытием.

Недостатком известного технического решения является отсутствие в нем соплового блока с оптимально профилированным соплом (входной частью, критическим сечением и расширяющейся сверхзвуковой частью) и блока стабилизации с узлами крепления оперения.

Задачей, решаемой предполагаемым изобретением, является: упрощение технологического процесса изготовления корпуса, повышение надежности и безопасности, снижение пассивного веса.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемой конструкции корпус ракетного двигателя и сопловой блок выполнены за одно целое изотермической штамповкой из трубы на основе сплава алюминия, а контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена эрозионно стойким теплозащитным покрытием на основе анодной пленки оксида алюминия с толщиной до 60 мкм. Сопловой блок выполнен с узлами крепления оперения.

Использование в предлагаемой конструкции корпуса в качестве тепловой защиты корпуса эрозионно стойкого покрытия на основе анодной пленки оксида алюминия позволяет значительно упростить технологический процесс изготовления, повысить безопасность, не снижая его надежности.

Использование соплового блока указанной конструкции в сочетании с узлами крепления оперения повышает надежность и снижает пассивный вес.

Использование в качестве исходного материала всего корпуса трубной заготовки из сплава на основе алюминия значительно снижает общий вес, упрощая технологический процесс изготовления.

В результате патентно-информационного поиска не выявлены известные технические решения, обладающие перечисленными признаками и применяемые по тому же назначению.

Техническими преимуществами предлагаемой конструкции корпуса ракетного двигателя на твердом топливе являются следующие:

1) снижение пассивного веса корпуса ракетного двигателя за счет использования для его изготовления легкого сплава на основе алюминия;

2) повышение надежности корпуса за счет возможности использования в качестве теплозащитного покрытия анодной пленки оксида алюминия и объединения в одно целое самого корпуса, соплового блока и блока стабилизации;

3) снижение трудоемкости при изготовлении.

Сущность заявляемого технического решения и его отличие от описанного в прототипе поясняется следующими чертежами.

На Фиг.1 приведена конструкция, описанная в прототипе, где:

поз.1 - корпус двигателя, поз.2 - сопловой блок, поз.3 - теплозащитное покрытие.

На Фиг.2 приведена предлагаемая конструкция, где:

поз.1 - корпус двигателя, поз.2 - сопловой блок с оптимальным профилированным соплом и блоком стабилизации, поз.3 - теплозащитное покрытие, поз.4 - ось крепления пера.

Как описано на Фиг.2, предлагаемая конструкция включает корпус 1 ракетного двигателя сопловой блок 2, теплозащитное покрытие 3, блок 4 стабилизации с раскрывающимся оперением.

Все элементы предлагаемой конструкции 1, 2, 4 выполнены за одно целое из одной трубной заготовки на основе сплава алюминия.

Пример изготовления

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе изготавливают из тонкостенной трубы стандартного проката из сплава на основе алюминия, например Д16Т, способом изотермической штамповки (по патенту РФ №2174455 от 10.04.1986 г.). За один ход пресса формуется за одно целое камера сгорания, оптимальное профилированное сопло с входной дозвуковой частью, критическим отверстием, расширяющейся сверхзвуковой частью, в которой выполнены узлы крепления оперения. Внутренняя поверхность корпуса и соплового блока, контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива, защищена эрозионно стойкой анодной пленкой оксида алюминия толщиной до 60 мкм. Пленка наносится электрохимическим методом.

Проверка опытного образца подтвердила правильность использования в предлагаемом техническом решении всех указанных в формуле изобретения признаков. Это позволяет начать изготовление корпусов в массовом производстве.

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе, включающий сам корпус и выполненный за одно целое с ним сопловой блок, при этом контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена теплозащитным покрытием, отличающийся тем, что корпус и сопловой блок выполнены изотермической штамповкой из трубы на основе сплава алюминия, теплозащитное покрытие выполнено эрозионностойким на основе анодной пленки оксида алюминия с толщиной до 60 мкм, а сопловой блок выполнен с узлами крепления оперения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля и ракетного двигателя, содержащего данный корпус.

Изобретение относится к теплозащитным материалам, которые могут использоваться в авиа- и ракетостроении, и способны к экологически чистой утилизации в составе изделия.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусам твердотопливных ракетных двигателей из композиционного материала. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусам ракетных двигателей на твердом топливе, изготовляемым из композиционного материала. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) с зарядами из смесевых топлив, скрепленными со стенками корпуса двигателя с помощью защитно-крепящего слоя.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусу ракетного двигателя твердого топлива, изготовляемому из композиционного материала. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке корпусов из композиционных материалов ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на твердом топливе и может быть использовано при проектировании скрепленного с корпусом двигателя заряда из смесевого твердого топлива.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к снаряженным корпусам ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ), и может быть использовано при создании твердотопливных двигателей ракет

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке корпусов ракетных двигателей твердого топлива ракет и реактивных снарядов, в том числе снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к технологии изготовления теплозащитных покрытий (ТЗП) поверхностей, подвергающихся воздействию высоких температур и скоростных потоков, и может быть использовано для изготовления ТЗП металлических корпусов РДТТ и вдвинутых в камеру сгорания металлических корпусов сопел РДТТ

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) малого удлинения и заряда скрепленного, содержащего данный корпус

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционного материала

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам непрерывного контроля над состоянием конструкции корпуса ракетного двигателя, выполненного из полимерного композитного материала

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей
Предлагаемый способ относится к ракетной технике и предназначен для подготовки внутренней поверхности корпуса твердотопливного ракетного двигателя перед заливкой в корпус смесевого топлива. При подготовке внутренней поверхности корпуса перед заливкой смесевого топлива наносят на внутреннюю поверхность корпуса двигателя теплозащитное покрытие, выполненное с защитно-крепящим слоем, состоящим из герметизирующего слоя резины и слоя объемной эластичной ткани с развитой поверхностью. Непосредственно перед заливкой в корпус смесевого топлива удаляют объемную ткань с развитой поверхностью защитно-крепящего слоя. Изобретение позволяет упростить подготовку корпуса двигателя перед заливкой в него смесевого топлива без снижения прочности скрепления топлива с корпусом, а также уменьшить пассивную массу двигателя.

Корпус твердотопливного ракетного двигателя из композиционного материала содержит силовую цельномотанную оболочку типа «кокон» и оболочку второго кокона. Между наружной поверхностью днища силовой оболочки в зоне экватора и оболочкой второго кокона установлен кольцевой эластичный клин. В эластичном клине с торца выполнена кольцевая щель, внутренняя поверхность которой покрыта эластичной тканью, а внутри щели проложена фторопластовая пленка. Изобретение позволяет повысить надежность корпуса ракетного двигателя за счет исключения расслоения по контактным поверхностям эластичного клина. 3 ил.
Наверх