Снаряженный корпус ракетного двигателя твердого топлива



Снаряженный корпус ракетного двигателя твердого топлива
Снаряженный корпус ракетного двигателя твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2418187:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Снаряженный корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит корпус с теплозащитным покрытием и размещенный в нем канальный заряд, частично скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам эластичными манжетами, выполненными из чередующихся слоев эластичных материалов и слоев эластичной ткани. Законцовка манжеты направлена внутрь по поверхности канала заряда снаряженного корпуса, скреплена с поверхностью канала заряда и выполнена с равномерным утонением к ее краю. Утонение на краю законцовки составляет 0,1-0,5 толщины манжеты, а ее длина выбирается из условия, определяемого математическим выражением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет исключить попадание топливной массы в заманжетную полость и повысить надежность работы снаряженного корпуса. 2 ил.

 

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

Из технической литературы известен корпус РДТТ, содержащий манжеты для раскрепления торцов твердотопливного заряда от днищ корпуса (см. «Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе». / Под общ. ред. чл.-корр. Российской академии наук, д-ра техн. наук, проф. Л.Н.Лаврова. - М.: Машиностроение, 1993, рис.2.19, стр.62).

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому решению является РДТТ по патенту RU №2245450, содержащий канальный заряд, прочно скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам с помощью манжет, имеющих горловину с утолщением.

Авторы указывают, что это конструктивное решение исключает проход топливной массы в заманжетное пространство за счет насадки манжеты на формующую оснастку с «небольшим натягом», а утолщение манжеты к горловине позволяет обеспечить устойчивость ее формы при формовании заряда.

Однако это решение имеет ограниченное применение и может эффективно использоваться в РДТТ малого диаметра с металлическими корпусами. При использовании его в крупногабаритных маршевых РДТТ из композиционного материала не исключается проникновение топливной массы в заманжетную полость из-за повышенной деформативности днищ и прилегающей к ним манжеты. Кроме того, используемый термин «насадка манжеты на формующую оснастку с небольшим натягом» не регламентирует силу обжатия, поэтому «небольшой натяг» может оказаться практически нулевым и при поддавливании топливной массы зазор между формующей оснасткой и манжетой может раскрыться.

Технической задачей изобретения является создание конструкции снаряженного корпуса, в том числе с крупногабаритным корпусом из композиционного материала, в котором полностью исключено попадание топливной массы в заманжетную полость.

Технический результат достигается тем, что в снаряженном корпусе ракетного двигателя твердого топлива, содержащем корпус с теплозащитным покрытием и размещенный в нем канальный заряд, частично скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам эластичными манжетами, выполненными из чередующихся слоев эластичных материалов и слоев эластичной ткани, законцовка манжеты направлена внутрь по поверхности канала заряда снаряженного корпуса, скреплена с поверхностью канала заряда и выполнена с равномерным утонением к ее краю, при этом утонение на краю законцовки составляет 0,1-0,5 толщины манжеты, а ее длина выбирается из условия

где l - длина законцовки манжеты;

ε - допустимая кольцевая деформация материала законцовки манжеты;

rк - радиус канала заряда в зоне законцовки;

α - угол наклона законцовки к оси в неснаряженном корпусе.

На фиг.1 показано продольное сечение снаряженного корпуса РДТТ: корпус с ТЗП 1, канальный заряд твердого топлива 2, эластичные раскрепляющие манжеты 3 с законцовками 4.

На фиг.2 показано сечение снаряженного корпуса в зоне законцовки 4.

Сущность изобретения заключается в следующем. Законцовка 4 манжеты 3 в незаполненном корпусе перед сборкой со снаряжательной оснасткой находится в положении В (фиг.2). После установки снаряжательной оснастки законцовка 4 занимает положение С, при этом происходит перегиб законцовки внутрь корпуса и обеспечивается плотное прилегание законцовки к снаряжательной оснастке, то есть создаются необходимые условия для полной герметизации по границе законцовки со снаряжательной оснасткой. При давлении формования твердотопливного заряда направление законцовки внутрь корпуса обеспечивает эффект самоуплотнения по границе законцовки со снаряжательной оснасткой, что исключает попадание топливной массы в заманжетное пространство.

Заполнение топливной массой крупногабаритных корпусов, как правило, проходит в условиях вакуумирования корпуса, поэтому «захлопывание» воздуха в «пазухах» законцовок исключается.

Длина законцовки l (фиг.2) выбирается из условия обеспечения ее прочности. Максимальная кольцевая деформация законцовки составляет

, при этом rз=rк-Δr; Δr=l·sinα.

Здесь

Δr - увеличение радиуса законцовки при формовании заряда;

rз - минимальный радиус законцовки в неснаряженном корпусе;

rк - радиус канала заряда в зоне законцовки;

α - угол наклона законцовки к оси в неснаряженном корпусе.

Так как максимальная кольцевая деформация законцовки не должна превышать допустимой, то есть должно выполняться условие ε≤ε, то из выше приведенных формул определяется длина законцовки

где ε - допустимая кольцевая деформация материала законцовки манжеты.

Равномерное утонение законцовки 4 к ее краю до величины 0,1-0,5 толщины манжеты уменьшает ее кольцевую жесткость, вследствие чего:

- облегчается сборка со снаряжательной оснасткой, так как уменьшается контактное давление по границе законцовки со снаряжательной оснасткой и снижается сила трения между законцовкой и оснасткой;

- снижаются отрывные напряжения в снаряженном корпусе по границе законцовка - заряд твердого топлива и обеспечивается равномерность их распределения.

При этом конкретная величина утонения законцовки выбирается из условия обеспечения допустимых отрывных напряжений по границе законцовка - заряд твердого топлива.

Данное техническое решение экспериментально проверено на более чем 50-ти крупногабаритных снаряженных корпусах ряда изделий, сам корпус которых был выполнен из композиционного материала методом намотки (типа «двойной кокон»). Диапазон утонений законцовок к краю составлял 0,1-0,5 от толщины манжеты. На всех снаряженных корпусах отсутствовало проникновение топливной массы в заманжетную полость. Стендовые и летные испытания подтвердили безотказность работы снаряженных корпусов с предлагаемой конструкцией законцовки.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет полностью исключить попадание топливной массы в заманжетную полость и повысить надежность работы снаряженного корпуса.

Снаряженный корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий корпус с теплозащитным покрытием и размещенный в нем канальный заряд, частично скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам эластичными манжетами, выполненными из чередующихся слоев эластичных материалов и слоев эластичной ткани, отличающийся тем, что законцовка манжеты направлена внутрь по поверхности канала заряда снаряженного корпуса, скреплена с поверхностью канала заряда и выполнена с равномерным утонением к ее краю, при этом утонение на краю законцовки составляет 0,1-0,5 толщины манжеты, а ее длина выбирается из условия

где l - длина законцовки манжеты;
ε - допустимая кольцевая деформация материала законцовки манжеты;
rк - радиус канала заряда в зоне законцовки;
α - угол наклона законцовки к оси в неснаряженном корпусе.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к таким системам, как неуправляемые авиационные ракеты, реактивные системы залпового огня и стартовые ступени зенитных управляемых ракет.

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 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.

При изготовлении корпуса ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов наматывают силовую оболочку в виде кокона спирально-кольцевой намоткой из жгутов арамидных волокон, а перед задним удаляемым днищем на цилиндрической части нарезают резьбу для соединения с сопловым блоком двигателя. Намотку кокона завершают двойным спиральным слоем наружным диаметром, превышающим внутренний диаметр резьбы и не превышающим средний диаметр резьбы. В зоне нарезаемой впоследствии резьбы в арамидных волокнах проминают винтовую канавку с шагом, равным 1,4-1,6 шага резьбы кокона намоткой с максимальной силой натяжения сухого, предварительно скрученного, стекложгута диаметром сечения, превышающим четверть шага его намотки и не превышающим половину шага. Затем поверх сухого стекложгута наматывают сплошные слои пропитанного стекложгута с шагом, равным шагу резьбы, до наружного диаметра, превышающего наружный диаметр резьбы, причем намотку стекложгутов осуществляют с направлением, совпадающим с направлением резьбы кокона. Другое изобретение группы относится к корпусу ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов. Корпус содержит силовую оболочку в виде кокона без заднего днища, выполненного спирально-кольцевой намоткой из арамидных жгутов, пропитанных эпоксидным связующим, и сопловой блок, скрепленный с силовой оболочкой резьбовым соединением. Наружный арамидный слой кокона выполнен двойным спиральным. Витки резьбы кокона выполнены преимущественно из непрерывных, пропитанных эпоксидным связующим, стекловолокон, снабженных в зоне над внутренним диаметром резьбы расположенными в различных направлениях отрезками волокон арамида и стекловолокон, образованными проминанием не совпадающих с шагом резьбы канавок в арамидном слое намотанным стекложгутом с последующей нарезкой резьбы с частичным перерезанием этих волокон. Резьбовое соединение зафиксировано эластичным клеем, армированным ворсами арамидных волокон, образованными при упомянутом их перерезании. Группа изобретений позволяет повысить технологичность изготовления корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх