Заряд твердого ракетного топлива для ракетного двигателя



Заряд твердого ракетного топлива для ракетного двигателя
Заряд твердого ракетного топлива для ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2442009:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Предложенная конструкция заряда твердого топлива включает твердотопливную шашку с центральным каналом и торцевыми бронировками. Заряд твердого ракетного топлива включает топливную шашку с центральным каналом и двухслойными торцевыми бронировками. Внутренний бронеслой, примыкающий к топливной шашке, выполнен из бронематериала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу на основе термоэластопласта, пластифицированного инденкумароновой смолой. Внешний бронеслой выполнен из электрокартона, имеющего высокую демпфирующую способность. Внутренний бронеслой скреплен с топливом заряда клеем на основе бутилацетата. Внешний бронеслой прикреплен к внутреннему бронеслою клеящим составом на основе термоэластопласта и инденкумароновой смолы. Изобретение позволяет повысить суммарный импульс тяги заряда, а также уменьшить толщину внутреннего бронеслоя торцевой бронировки. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении вкладного заряда твердого ракетного топлива (ТРТ) и ракетного двигателя.

Известны конструкции вкладных зарядов для ракетных двигателей различного назначения, обеспечивающие, за счет особенностей своей конструкции, прогрессивный, дегрессивный, нейтральный, ступенчатый и др. режимы работы РДТТ и соответствующий этим режимам работы двигателя характер кривой "тяга-время": Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е. "Теория ракетного двигателя на твердом топливе", М., 1965 г., стр.42-45, рис.2.1-2.8; PROF DR.WALDEMAR WOLFF "Einführung in die Ballistik Raketen und Rake-tenballistik, Deutscher Militärverlag, Berlin, 1968, s.100-104, Bild 3.19, 3.20, 3.24, 3.25, 3.26, 3.27; M.Баррер, А.Жоммот, Б.Фрейс де Вебёке, Ж.Ванден Керххове "Движение ракет", М., 1959, стр.117, фиг.4.

Одной из наиболее оптимальных конструкций заряда ТРТ является канальная шашка, бронированная торцевым бронесоставом. Такая конструкция обеспечивает нейтральную зависимость "тяга-время" (фиг.1), что способствует устойчивой работе аппаратуры и механизмов управления ракеты.

Заряд такого типа по патенту RU 2211352 от 27.08.2003 г., МПК 7 F02K 9/18 (заявка RU 2002113419 от 22.05.2002 г.) принят авторами за прототип.

В прототипе торцевые бронировки заряда выполнены двухслойными, состоящими из внутреннего бронеслоя, примыкающего к топливу из бронематериала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу, и внешнего бронеслоя - из огнезащитного бронематериала с высокой демпфирующей способностью. В качестве бронематериала для внутреннего бронеслоя торцевой бронировки в прототипе используют линолеум, а в качестве внешнего бронеслоя - асболавсановую ткань.

Применение в конструкции прототипа асболавсановой ткани ухудшает, обостряет проблемы экологии в производстве зарядов, а использование линолеума неблагоприятно с точки зрения его высокой миграционной способности, т.к. нитроэфиры (НЭ) из баллиститных ТРТ активно мигрируют в линолеум, при этом ухудшаются внутрибаллистические характеристики (ВБХ) заряда и существенно снижаются термозащитные свойства внутреннего бронеслоя торцевой бронировки.

Технической задачей изобретения является разработка конструкции заряда твердого ракетного топлива для ракетного двигателя, в том числе для управляемых ракет, обеспечивающей нейтральную зависимость "тяга-время", обладающей повышенной эксплуатационной надежностью.

Технический результат изобретения заключается в создании конструкции заряда твердого ракетного топлива для ракетного двигателя, включающей топливную шашку с центральным каналом и выполненные двухслойными торцевые бронировки заряда, при этом слой бронировки, примыкающий к топливу, выполнен из бронематериала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу, а внешний бронеслой торцевой бронировки из материала с высокой демпфирующей способностью, при этом бронеслой торцевой бронировки, примыкающий к поверхности топлива, выполнен из бронематериала на основе термоэластопласта (ТЭП), пластифицированного инденкумароновой смолой (ИКС), а внешний бронеслой торцевой бронировки - из электрокартона. Внутренний бронеслой торцевой бронировки скреплен с топливом шашки клеем на основе бутилацетата, а внешний бронеслой торцевой бронировки скреплен с внутренним бронеслоем торцевой бронировки клеящей композицией на основе ТЭП и ИКС.

Сущность изобретения заключается в достижении повышенного по сравнению с прототипом (патент RU 2211352) технического результата, превышающего его по выходным техническим характеристикам, а также в улучшении экологической безопасности при изготовлении заряда ТРТ патентуемой конструкции (замена асболавсановой ткани внешнего бронеслоя экологически чистым электрокартоном). При этом замена в прототипе материала внутреннего бронеслоя торцевой бронировки - линолеума на ТЭП, пластифицированный ИКС, способствует существенному повышению ВБХ заряда и прежде всего его суммарного импульса тяги. Это достигается за счет практического исключения миграции пластификаторов ТРТ применительно к баллиститным ТРТ-нитроэфиров (НЭ), в торцевую бронировку (не более 3…5% по сравнению с линолеумом "всасывающим" в себя в процессе гарантийного срока хранения заряда до 20% и более НЭ (по экспериментальным данным). Повышению энергетики заряда в целом способствует также уменьшенная толщина внутреннего бронеслоя торцевой бронировки, что обусловлено как более высокими исходными термозащитными свойствами термоэластопластов по сравнению с линолеумом, так и исключением потери термозащитных свойств ТЭП в процессе эксплуатации заряда за счет миграции НЭ.

За счет указанных факторов повышение суммарного импульса тяги ракетного двигателя (замена в торцевой бронировке системы "линолеум-асболавсановая ткань" на систему "ТЭП-электрокартон") составляет 3…5% (по экспериментальным данным). Использование для скрепления бронеслоя на основе ТЭП к ТРТ заряда бутилацетата, а для скрепления бронеслоя на основе ТЭП с электрокартоном клея на основе ТЭП и ИКС обеспечивает удовлетворительный уровень адгезии в системе "шашка ТРТ-ТЭП-электрокартон".

Изобретение поясняется на фигурах:

Фиг.1 Зависимость "тяга-время";

R - тяга ракетного двигателя,

τ - время.

Фиг.2 Патентуемая конструкция заряда:

1 - шашка ТРТ,

2 - внутренний бронеслой торцевой бронировки заряда,

3 - внешний бронеслой торцевой бронировки заряда,

4 - торцевая бронировка в целом.

Пример практической реализации патентуемой конструкции

Конструкция реализована в виде многошашечного заряда из ТРТ с размерами шашек:

- наружный диаметр шашки: 33 мм;

- диаметр канала шашки: 8 мм;

- длина шашки: 160 мм;

- масса шашки: 0,2 кг;

- масса заряда в целом ~3 кг;

- внутренний бронеслой торцевой бронировки толщиной 1,5 мм из термоэластопластичного материала (патент RU 2366641);

- внешний бронеслой торцевой бронировки толщиной 1 мм из электрокартона (ГОСТ 2824-86).

Положительный эффект изобретения - повышение эффективности работы зарядов ТРТ в составе ракетных двигателей.

Заряд твердого ракетного топлива для ракетного двигателя, включающий топливную шашку с центральным каналом и двухслойными торцевыми бронировками, при этом внутренний бронеслой торцевой бронировки, примыкающий к топливной шашке, выполнен из бронематериала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу, а внешний бронеслой торцевой бронировки из бронематериала с высокой демпфирующей способностью, отличающийся тем, что бронеслой, примыкающий к топливной шашке, выполнен из бронематериала на основе термоэластопласта, пластифицированного инденкумароновой смолой, а внешний бронеслой - из электрокартона, при этом внутренний бронеслой торцевой бронировки скреплен с топливом заряда клеем на основе бутилацетата, а внешний бронеслой торцевой бронировки прикреплен к внутреннему бронеслою торцевой бронировки клеющим составом на основе термоэластопласта и инденкумароновой смолы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетного двигателя твердого топлива, и предназначено для использования в зарядах с высокими энергетическими характеристиками, в том числе для ракет систем залпового огня.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива и к зарядам твердого ракетного топлива различного назначения. .

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования преимущественно в газогенераторах и ракетных двигателях, снаряженных зарядами твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно для авиационных штурмовых ракет

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к заряду твердого ракетного топлива для сбрасываемого стартового двигателя, располагаемого внутри камеры сгорания маршевого ракетно-прямоточного двигателя

Твердотопливный заряд ракетного двигателя авиационной ракеты включает канальную шашку, обеспечивает форсированную тягу при стартовом режиме, последующий спад и прогрессивное нарастание тяги на маршевом режиме. Заряд выполнен из смесевого твердого топлива и прочно скреплен с корпусом ракетного двигателя. По периметру канала заряда выполнены шлицы трапецеидального профиля, средняя ширина которых определяется соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Глубина шлицев составляет 1,0-2,5 средней ширины, а радиусы скругления профиля шлицев составляют 1-2 мм у вершины и 1,5-4 мм у основания. Другое изобретение группы относится к устройству для группового формования твердотопливных зарядов ракетных двигателей, содержащему кассету с несколькими вертикально заполняемыми пресс-формами и отсекателями, массопровод с распределителем подачи топливного состава к пресс-формам, механизм поджима нижних крышек пресс-форм к распределителю и управления отсекателями, скрепленными с подвижной траверсой кассеты. Пресс-формы выполнены в виде корпусов ракетных двигателей с верхними и нижними крышками. Нижние крышки корпусов контактируют с общей опорной плоскостью плиты кассеты и, через эластичные втулки, закрепленные в горловинах нижних крышек, контактируют с общей опорной плоскостью плиты распределителя. Плита распределителя имеет соосные с крышками отверстия для подачи топливного состава. Стравливающее воздух устройство в каждой верхней крышке корпуса выполнено в виде эластичной манжеты, перекрывающей каналы для выхода воздуха. Группа изобретений позволяет снизить влияние на авиационный двигатель факела истекающих струй ракетного двигателя, стартующих из-под фюзеляжа самолета ракет, а также повысить производительность формования зарядов. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и шашку ракетного топлива с продольным каналом. В топливной шашке - закрытополостные радиальные щелевые пустоты. Соотношение компонентов топлива ракетного двигателя: алюмогидрида лития - 21,50%, пятиокиси азота - 61,19%, декаборана - 17,31, или алюмогидрида лития - 20,40%, динитрамида аммония - 53,33%, декаборана - 26,27%. Изобретение позволяет при работе ракетного двигателя увеличивать газопроизводительность шашки по мере ее выгорания. 3 ил.
Наверх