Способ изготовления заряда смесевого твердого ракетного топлива



Способ изготовления заряда смесевого твердого ракетного топлива
Способ изготовления заряда смесевого твердого ракетного топлива
Способ изготовления заряда смесевого твердого ракетного топлива
Способ изготовления заряда смесевого твердого ракетного топлива

 


Владельцы патента RU 2451817:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)
Федеральное казенное предприятие "Пермский пороховой завод" (RU)

При изготовлении заряда смесевого твердого ракетного топлива производят нагнетание смесевого ракетного твердого топлива в пресс-форму через массопровод. В качестве пресс-формы используют корпус ракетного двигателя, внутренняя полость которого сообщена с атмосферой через стравливающие отверстия. Стравливающие отверстия выполняют в переднем днище корпуса на стыке раскрепляющей манжеты и цилиндрического рукава, бронирующего канал заряда. Со стороны стравливающих отверстий выполняют отбортовку, направленную внутрь корпуса, высота которой закрывает стравливающие отверстия, а на другом конце рукава выполняют Т-образную отбортовку для соединения массопровода с пресс-формой. Изобретение позволяет обеспечить бездефектное изготовление заряда смесевого твердого ракетного топлива, исключая капсуляцию воздуха в топливе в закрытой со всех сторон внутренней полости корпуса ракетного двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, способу изготовления заряда из смесевого твердого ракетного топлива (СТРТ) методом литья под давлением.

Известен способ изготовления заряда из высоковязких составов по патенту RU №2255862 C1, B29C 45/18, 45/30. Способ включает изготовление заряда СРТТ путем подачи состава снизу в вертикальную пресс-форму при создании в ней противодавления с помощью отражателя потока объемной формы, соосно расположенного с входным отверстием пресс-формы, удаляемого из пресс-формы давлением состава в процессе изготовления. Изобретение обеспечивает бездефектное изготовление за счет исключения образования трещин и захлапывания воздуха.

Недостатком указанного способа является наличие отражателя потока объемной формы, что требует полностью открытого торца пресс-формы (в том числе и формуемого заряда), равного по диаметру отражателю, что необходимо для его удаления по окончании изготовления заряда.

Известен способ непрерывного изготовления заряда СРТТ методом литья под давлением, по патенту RU №2238254 С1, 7 C06B 21/00, взятый авторами за прототип. Недостатком указанного способа является отсутствие четко определенной связи пресс-формы с атмосферой и порядок эвакуации воздуха из внутренней полости пресс-формы, что не гарантирует бездефектного изготовления зарядов. При заполнении топлива непосредственно в корпус ракетного двигателя, имеющего сферическое переднее днище и раскрепляющую манжету, предлагаемый способ неприемлем.

Технической задачей настоящего изобретения является разработка способа изготовления заряда из СРТТ, при котором обеспечивается надежная связь внутренней полости корпуса ракетного двигателя с атмосферой и эвакуация воздуха в атмосферу, что гарантирует бездефектное изготовление зарядов.

Технический результат по предлагаемому способу достигается тем, что изготовление заряда смесевого твердого ракетного топлива включает нагнетание смесевого ракетного твердого топлива в пресс-форму через массопровод, а в качестве пресс-формы используют корпус ракетного двигателя, внутренняя полость которого связана с атмосферой через стравливающие отверстия, выполненные в переднем днище корпуса, на стыке раскрепляющей манжеты и цилиндрического рукава бронирующего канал заряда, а со стороны стравливающих отверстий делают отбортовку, направленную внутрь корпуса, высота которой закрывает стравливающие отверстия, при этом в конце рукава выполняют Т-образную отбортовку для соединения массопровода с пресс-формой. При движении топлива внутри корпуса за счет поршневого эффекта воздух вытесняется и стравливается через отверстия, находящиеся в процессе формования заряда в высшей точке днища корпуса, что обеспечивает безусловное вытеснение воздуха из полости корпуса. При подходе массы топлива к переднему днищу корпуса за счет давления отбортовка прижимается к раскрепляющей манжете, перекрывая стравливающие отверстия.

Сущность предлагаемого решения иллюстрируется чертежами. На фиг.1 представлена схема конструктивного оформления предлагаемого технического решения, где 1 - корпус ракетного двигателя, в котором 2 - переднее днище, 3 - раскрепляющая манжета, 4 - цилиндрический рукав, скрепленный с раскрепляющей манжетой, 5 - устройство для заполнения, 6 - подаваемая под давлением топливная масса.

На фиг.2 показана схема закрепления Т-образной отбортовки 7 на конце рукава в устройстве для заполнения.

На фиг.3 показано стравливающее отверстие 8, соединяющее внутреннюю полость ракетного двигателя с атмосферой, и внутренняя отбортовка 9, предназначенная для перекрытия отверстий.

На фиг.4 представлена схема перекрытия отверстий при воздействии топливной массы под давлением на отбортовку.

Сущность изобретения в том, что при использовании вместо пресс-формы корпуса ракетного двигателя, выполненного с передним днищем и раскрепляющей манжетой, соединенной с цилиндрическим резиновым рукавом, полностью закрывающим канал заряда, сообщение внутренней полости корпуса в процессе формования заряда с атмосферой и эвакуация воздуха осуществляются через отверстия на стыке раскрепляющей манжеты и рукава. В конце рукава выполнена Т-образная отбортовка, направленная радиально к оси корпуса, которая закреплена в устройстве для заполнения, а на рукаве вблизи отверстий выполнена отбортовка, радиально направленная внутрь корпуса, высота которой превышает расстояние от отверстий. При движении топлива внутри корпуса за счет поршневого эффекта воздух вытесняется и стравливается через отверстия, находящиеся в процессе формования заряда в высшей точке переднего днища корпуса, что обеспечивает безусловное вытеснение воздуха из полости корпуса. При подходе массы топлива к переднему днищу корпуса за счет давления отбортовка прижимается к раскрепляющей манжете, перекрывая стравливающие отверстия.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает бездефектное изготовление заряда СРТТ, исключая капсуляцию воздуха в топливе в закрытой со всех сторон внутренней полости корпуса ракетного двигателя. Техническое решение проверено при изготовлении опытных зарядов на ФКП "Пермский пороховой завод".

Способ изготовления заряда смесевого твердого ракетного топлива, включающий нагнетание смесевого ракетного твердого топлива в пресс-форму через массопровод, отличающийся тем, что в качестве пресс-формы используют корпус ракетного двигателя, внутренняя полость которого сообщена с атмосферой через стравливающие отверстия, выполненные в переднем днище корпуса на стыке раскрепляющей манжеты и цилиндрического рукава, бронирующего канал заряда, а со стороны стравливающих отверстий выполняют отбортовку, направленную внутрь корпуса, высота которой закрывает стравливающие отверстия, а на другом конце рукава выполняют Т-образную отбортовку для соединения массопровода с пресс-формой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу бронирования заряда баллиститного твердого ракетного топлива (БТРТ) торцевыми бронировками и может быть использовано при изготовлении заряда к различным ракетным системам (ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), газогенераторам (ГТ), катапультным устройствам (КУ), системам разделения ступеней ракет, пороховым аккумуляторам давления и др.).

Изобретение относится к области уничтожения и утилизации ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) путем сжигания зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ), и в частности к способам утилизации зарядов ТРТ на стационарных стендовых установках.

Изобретение относится к области изготовления твердотопливных зарядов торцевого и канального горения, получаемых методом заливки топливной массы в корпус. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройству при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе методом сжигания на стенде, оборудованном камерой локализации и охлаждения продуктов сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно - к устройству при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе методом сжигания на стенде, оборудованном камерой локализации и охлаждения продуктов сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к области разработки ракетных двигателей с зарядами из твердого ракетного топлива, работающих в широком диапазоне температур, в частности к области скрепления твердого ракетного топлива с корпусом ракетного двигателя.
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.

При изготовлении зарядов смесевого твердого топлива формообразующий сердечник разделяют по длине на ступицы и иглу. Через переднее дно сквозь весь корпус вводят штангу, к которой крепят первую ступицу и нижнюю часть формообразующих элементов. Вводят штангу со ступицей и формообразующими элементами в корпус, монтируют на ней внутри корпуса оставшиеся части формообразующих элементов. Затем штангу выводят из корпуса через переднее дно, а ступицу с формообразующими элементами закрепляют на горловине. Штангу снова вводят в корпус, монтируют на ней очередную ступицу с формообразующими элементами, выводят штангу из корпуса, а ступицы скрепляют между собой. Операцию повторяют в соответствии с заданным количеством ступиц. После монтажа последней ступицы корпус накатывают задним дном на консольно закрепленную иглу, телескопически стыкуют последнюю ступицу с иглой подвижным образом и закрепляют иглу на заднем дне. Формуют и отверждают заряд твердого топлива. Отделяют формообразующие элементы от ступиц, скрепляют ступицы с иглой и извлекают их из заряда. Формообразующие элементы оставляют в теле заряда. В канал заряда через переднее дно вставляют стакан с продольными пазами, через которые, поворачивая заряд под каждый формообразующий элемент в горизонтальное положение последнего, расстыковывают их по высоте и выпрессовывают из тела заряда с последующим извлечением стакана из канала заряда. Другое изобретение группы относится к формообразующей оснастке, включающей центральный сердечник, размещенные на нем съемные формообразующие элементы и цилиндрический стакан. Сердечник выполнен разборным по длине и состоит из одной или нескольких скрепляемых между собой ступиц и иглы, телескопически сочлененных через размещенный в игле подвижный уплотненный по боковой поверхности стакан. Формообразующие элементы закреплены на ступицах разборным способом и выполнены составными по высоте. Ступицы и игла имеют узлы жесткого скрепления по длине. Цилиндрический стакан выполнен с возможностью установки в канал заряда напротив формообразующих элементов и имеет продольные пазы, размерами и расположением соответствующие формообразующим элементам. Группа изобретений позволяет упростить изготовление заряда смесевого твердого топлива, имеющего полости, размер которых превышает диаметр горловины корпуса. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

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.
Наверх