Корпус ракетного двигателя с системой сбора информации


 


Владельцы патента RU 2492339:

Жуков Артур Владимирович (RU)
Костин Алексей Михайлович (RU)
Осяев Олег Геннадьевич (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам непрерывного контроля над состоянием конструкции корпуса ракетного двигателя, выполненного из полимерного композитного материала. Корпус ракетного двигателя снабжен источником питания, электронно-вычислительной машиной, оптическим рефлектометром, а также генератором и приемником световых импульсов, соединенных между собой несколькими волоконно-оптическими матрицами. Волоконно-оптические матрицы введены непосредственно в структуру корпуса ракетного двигателя. Одни концы оптических волокон в волоконно-оптической матрице собраны на днище корпуса ракетного двигателя и оптически соединены с генератором световых импульсов, а другие собраны на противоположном днище корпуса ракетного двигателя и оптически соединены с приемником световых импульсов. Изобретение позволяет выявлять нарушения целостности корпуса ракетного двигателя, а также регистрировать изменение температуры его поверхности и воздействие ионизирующего излучения. 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам обеспечения непрерывного контроля над состоянием конструкции корпуса ракетного двигателя, выполненного из полимерного композитного материала. Эта проблема достаточно актуальна в связи с постоянной необходимостью обоснованного продления сроков эксплуатации ракет стратегического назначения (РСН), а также недостаточной изученностью механизма старения полимерного материала.

Предпосылки создания изобретения.

В настоящее время важным вопросом исследований остается определение реальных сроков эксплуатации твердотопливных ракет и прогнозирование надежности выполнения ими задач в случае боевого применения. Для этих целей необходимо не только использовать существующие методы теоретического определения показателей надежности и проводить экспериментальные исследования прочности конструкций РСН с учетом факторов их длительной эксплуатации, а также с учетом развития вооружения, средств ПРО, имеющихся на вооружении или разрабатываемых ведущими мировыми странами, но и обеспечить индивидуальный контроль технического состояния каждой РСН в течение всего периода эксплуатации.

Известны способы измерения физических параметров объектов, в том числе целостности, основанные на применении волоконно-оптических датчиков (RU 2142115 С1 от 27.11.1999 Волоконно-оптическая система измерения физических параметров).

Известны устройства, предназначенные для предотвращения проливов агрессивных, токсичных жидкостей из различных емкостей (RU 2309104 С1 от 27.10.2007 Композитный бак повышенной живучести с волоконно-оптической системой; RU 2305653 С1 от 10.09.2007. Композиционный бак для агрессивной жидкости повышенной живучести с волоконно-оптической матрицей).

Известно устройство, предназначенное для измерения механических напряжений (US 6776049 В2 от 17.08.2004). Причиной, препятствующей получению данным устройством технического результата, который обеспечивается предлагаемым техническим решением, является то, что данное устройство устанавливается в ракетный двигатель между твердотопливным зарядом и теплозащитным покрытием (US 6776049 В2 от 17.08.2004, фиг.2-3), что не обеспечивает диагностику технического состояния непосредственно корпуса ракетного двигателя, выполненного из композитного материала. Кроме того, ввиду конструктивной особенности датчика, являющегося составляющим элементом данного устройства (US 6776049 В2 от 17.08.2004 фиг.3-5), и его предназначением отсутствует возможность применения его для выявления и локализации нарушений структуры корпуса ракетного двигателя.

Задачей изобретения является разработка корпуса ракетного двигателя, выполненного из композитного материала, с системой, обеспечивающей возможность оперативного выявления нарушений его структуры.

Заявлен корпус ракетного двигателя 1, выполненный из композитного материала методом намотки, показанный схематично на фиг.1, снабженный источником питания 3, электронно-вычислительной машиной (ЭВМ) 4, оптическим рефлектометром 5, а также генератором 7 и приемником световых импульсов 6, соединенных между собой несколькими волоконно-оптическими матрицами 2 из оптического волокна, введенными непосредственно в структуру корпуса ракетного двигателя. Волоконно-оптические матрицы вводятся в состав корпуса ракетного двигателя на этапе его изготовления путем чередования намотки на оправку слоев жгутов арамидных нитей со слоями оптического волокна. При этом один ряд оптических волокон в слое расположен в композите эквидистантно вдоль оси вращения корпуса ракетного двигателя, а другой ряд оптических волокон расположен эквидистантно по одновитковым винтовым линиям. Чередование слоев в композите может быть последовательным либо с определенной периодичностью [3]. Одни концы оптических волокон в волоконно-оптической матрице собраны на днище корпуса ракетного двигателя и оптически соединены с генератором световых импульсов, а другие собраны на противоположном днище корпуса ракетного двигателя и оптически соединены с приемником световых импульсов.

Предлагаемое изобретение отличается от известных корпусных конструкций с волоконно-оптическими матрицами тем, что корпус является корпусом ракетного двигателя.

Техническим результатом изобретения является возможность оперативного выявления нарушений структуры корпуса ракетного двигателя, выполненного из полимерного композитного материала (образование микротрещин, трещин, расслоений) и их локализации, обнаружения последствий воздействия высокоскоростных кинетических ударников, регистрации изменения температуры поверхности корпуса двигателя, регистрации воздействия ионизирующего излучения и, как следствие, оценки возможности дальнейшего успешного выполнения задач боевого применения ракетами, находящимися в эксплуатации.

Требуемый технический результат достигается тем, что оптическое волокно физически и химически совместимо с композитными материалами, а процесс внедрения компонентов системы сбора информации осуществляется непосредственно в момент изготовления корпуса ракетного двигателя, что обеспечивает надежную интеграцию системы сбора информации в структуру корпуса ракетного двигателя, выполненного из композитного материала [2].

Действие корпуса ракетного двигателя с системой сбора информации заключается в следующем. Оптический рефлектометр производит непрерывное тестирование волоконно-оптических матриц путем отслеживания мощности и непрерывности световых импульсов, посылаемых генератором 5 и принимаемых приемником 6 световых импульсов. При возникновении нарушения целостности структуры корпуса ракетного двигателя с системой сбора информации (возникновение трещин, микротрещин, расслоений), воздействия внешних кинетических ударников возникнет повреждение, изгиб, либо микроизгиб элемента волоконно-оптической матрицы, вследствие чего изменятся его оптические параметры (френелевское отражение, релеевское рассеивание, мощность и др.). А при изменении температуры поверхности корпуса ракетного двигателя воздействия ионизирующего излучения произойдет изменение длины волны светового потока и потери оптического волокна в волоконно-оптической матрице. Рефлектометр 5 регистрирует изменение оптических параметров, а ЭВМ 4 сравнивает полученные результаты с эталонными, которые соответствуют невозмущенному состоянию волоконно-оптических матриц, и детектирует нарушение целостности структуры корпуса ракеты либо внешнее воздействие. При использовании математических расчетов ЭВМ локализует конкретный поврежденный сектор корпуса двигателя или место воздействия, а также по величине изменения оптических параметров определяет степень поврежденности корпуса ракеты.

Таким образом, положительный эффект предложенного корпуса ракетного двигателя с системой сбора информации состоит:

- в обеспечении мониторинговой оценки степени поврежденности и эксплуатационного ресурса корпусов ракетных двигателей, выполненных из композиционных полимерных материалов;

- в оценке возможности успешного выполнения задач боевого применения ракетами, длительное время находящимися в эксплуатации;

- в повышении общей надежности группировки РВСН по данным проведения пусков наименее надежных образцов, а также за счет замены наименее надежных ракет на новые.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Львов А.И. Конструкция, прочность и расчет систем ракет. - М.: ВА им. Ф.Э.Дзержинского, 1980.

2. В.В.Воробей. Основы технологии и проектирование корпусов ракетных двигателей - Н.: Наука, 2003.

3. Окоси Т. и др. Волоконно-оптические датчики. Пер. с япон. - Л.: Энергоатомиздат, 1990.

Корпус ракетного двигателя с системой сбора информации, выполненный из композитного материала, снабженный источником питания, электронно-вычислительной машиной, оптическим рефлектометром, а также генератором и приемником световых импульсов, соединенных между собой несколькими волоконно-оптическими матрицами из оптического волокна, отличающийся тем, что волоконно-оптические матрицы введены непосредственно в структуру корпуса ракетного двигателя, при этом одни концы оптических волокон в волоконно-оптической матрице собраны на днище корпуса ракетного двигателя и оптически соединены с генератором световых импульсов, а другие собраны на противоположном днище корпуса ракетного двигателя и оптически соединены с приемником световых импульсов, что обеспечивает возможность оперативного выявления нарушений целостности собственной структуры (образование микротрещин, трещин, расслоений) и их локализации, обнаружения последствий воздействии высокоскоростных кинетических ударников, регистрации изменения температуры поверхности корпуса двигателя, регистрации воздействия ионизирующего излучения и, как следствие, оценки возможности дальнейшего успешного выполнения задач боевого применения ракетами, находящимися в эксплуатации.



 

Похожие патенты:

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

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 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 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 области ракетных или реактивных двигательных установок. .

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 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 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.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо. Прочность корпуса на разрыв от внутреннего давления в каждом конкретном поперечном сечении соответствует максимальному внутреннему давлению в этом сечении, причем в передней части корпуса она максимальна, а в районе заднего среза постепенно уменьшается. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей, в частности при нанесении теплозащитного покрытия на внутреннюю поверхность корпусов ракетных двигателей. Оправка для нанесения эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса включает центральную жесткую часть, эластичную технологическую оболочку и систему подачи рабочей среды. Центральная жесткая часть оправки выполнена с продольными ребрами жесткости с закрепленными на них формообразующими элементами - профилями и сменными накладками, образуя изолированные камеры, связанные с системой подачи рабочей среды. Периметры поперечного сечения центральной жесткой части оправки и эластичной технологической оболочки соответствуют внутреннему периметру поперечного сечения корпуса по всей его длине. Вдоль формообразующих элементов - профилей и сменных накладок - выполнены отверстия. Изобретение позволяет повысить технологичность и надежность покрытия. 4 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении оболочек корпусов из композиционных материалов, требующих по условиям эксплуатации нанесения на поверхность оболочек влагозащитных покрытий с антистатическими свойствами. Для защиты от влаги корпуса из композиционного материала на него наносят наружное влагозащитное покрытие с антистатическими свойствами. Влагозащитное покрытие формируют из 2-х слоев эмали на основе хлорсульфированного полиэтилена с добавкой комбинированного протекторного наполнителя в количестве 30 мас.ч. на 100 мас.ч. эмали. В качестве комбинированного протекторного наполнителя используют ультрадисперсный цинк пластинчатой и сферической формы при соотношении 1:1. Затем наносят 1-2 слоя эмали на основе хлорсульфированного полиэтилена с токопроводящим наполнителем, например эмали марки ХП-5237. Изобретение позволяет повысить надежность влагозащитного покрытия с антистатическими свойствами за счет снижения трещинообразования. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам нанесения эластичного покрытия, например теплозащитного, на внутреннюю поверхность корпуса. При нанесении эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса, изготавливают эластичную оболочку на оправке и проводят вакуумирование полости между оболочкой и поверхностью оправки, причем площадь поверхности оправки соответствует площади внутренней поверхности корпуса. Подготавливают наружную поверхность оболочки к вклейке, устанавливают ее внутрь корпуса и вакуумируют полость между внутренней поверхностью корпуса и эластичной оболочкой. Одновременно с вакуумированием создают давление в полости между поверхностью оправки и оболочкой. Изобретение позволяет повысить качество покрытия по всей площади внутренней поверхности корпуса. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы. При образовании теплозащитного покрытия формируют на оправках теплозащитное покрытие, соединяют с ним металлический фланец и осуществляют вулканизацию. В подфланцевой зоне после нанесения второго и перед нанесением двух последних слоев теплозащитного материала на его поверхности равномерно размещают продольные и поперечные сегменты предварительно «натренированной» идентично кривизне фланца нитиноловой проволоки диаметром 0,2-0,3 мм. Затем выкладывают другие слои теплозащитного покрытия с последующей вулканизацией образованного пакета. Изобретение позволяет повысить надежность теплозащитного покрытия. 2 ил.

Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку, облицованную теплозащитным покрытием с раскрепляющими эластичными манжетами. В месте соединения манжеты и теплозащитного покрытия выполнена кольцевая полость, образованная разнесенными эквидистантно кольцевыми поясками, сопряженными со стороны внешних кромок по дуге и снабженными со стороны внутренних кромок коническими участками. В кольцевой полости расположены скрепленные между собой слои упругоэластичного тканого материала, эквидистантно повторяющие противолежащую часть поверхности полости. Слои тканого материала выполнены переменной, нарастающей от внутреннего к наружному, поперечной длины, в основном с конгруэнтным расположением обращенных друг к другу поверхностей соседних слоев или частей одного слоя. Наружный слой тканого материала скреплен по наружной поверхности с манжетой и теплозащитным покрытием. В другом варианте корпуса дополнительный слой упругоэластичного материала расположен в массиве материалов манжеты и теплозащитного покрытия. При изготовлении корпуса ракетного двигателя на форме выкладывают из листового материала манжету и, вне манжеты, частично, теплозащитное покрытие. Собирают продольный пакет из лент упругоэластичного тканого материала с последовательно увеличивающейся шириной по толщине пакета. С широкой стороны пакета укладывают ленту из резиноподобного материала. Подпрессовывают пакет при повышенной температуре до внедрения резиноподобного материала в структуру прилегающей ткани. Пакет укладывают на форме по окружности границы манжеты слоем резиноподобного материала к форме и сшивают между собой торцевые части слоев пакета. Затем перегибают половину пакета от большего радиуса к меньшему до соприкосновения двух половин между собой и выкладывают оставшиеся части теплозащитного покрытия. Вулканизируют теплозащитное покрытие с манжетой и наматывают силовую оболочку из полимерного композитного материала. В другом варианте способа изготовления корпуса с широкой стороны пакета из лент тканого материала дополнительно укладывают набор лент из тканого и резиноподобного материалов, последним наружу. Группа изобретений позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива за счет равномерного распределения напряжений в соединении манжеты с теплозащитным покрытием. 4 н.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх