Заряд смесевого твердого топлива

Заряд смесевого твердого топлива содержит корпус, защитно-крепящий слой и узел скрепления торцевой части заряда в виде эластичного элемента, расположенного между топливом и внутренней поверхностью корпуса. Эластичный элемент имеет кольцевой разрез, а нижняя граница эластичного элемента определяется гипотенузой прямоугольного треугольника, приложенного прямым углом к вершине кольцевого разреза, где горизонтальный катет располагается ближе к корпусу ракетного двигателя и имеет размер 0.03÷0.14 внешнего радиуса заряда, а вертикальный катет равен 0.03÷0.06 внешнего радиуса заряда. Изобретение позволяет снизить контактные напряжения на торце заряда, повысить механическую надежность и обеспечить условие равнопрочности. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве ракетных двигателей с зарядами смесевого твердого топлива.

Заряды, скрепленные с силовой обечайкой корпуса двигателя, имеют у торцов резко выраженные зоны концентрации напряжений (в основном, при действии тепловой разгрузки). Концентрация отрывных напряжений (при охлаждении) обусловлена тепловым перепадом между равновесной температурой заряда Тр (температура, близкая к температуре полимеризации топлива) и температурой эксплуатации двигателя Тэ: ΔT=ТЭР, а также различием коэффициентов линейного расширения топлива и материала силовой обечайки корпуса (металл, органопластик, стеклопластик), которые отличаются на порядок.

С целью снижения концентрации напряжений клеевые швы топливного блока защищены на торцах различного рода эластичными вставками (см. И.X. Фахрутдинов, А.В. Котельников. «Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива», М., 1987, стр.201, рис 8.9), где оговаривается, что размеры вставок желательно иметь в пределах:

ΔX/B=0,03…0,14

Δr/B=0,03…0,06

где ΔX - длина вставки по оси заряда;

Δr - толщина вставки по радиусу заряда;

В - внешний радиус заряда.

Данная конструкция заряда принята за прототип.

Недостатками конструкции прототипа являются:

1. Отсутствие возможности использования предложенных размеров для эластичных элементов имеющих кольцевой разрез, выполненный для смещения зоны концентрации напряжений от топлива к корпусу, что приводит к отсутствию возможности регулирования контактных напряжений в районе торца.

2. Отсутствие определенной точки приложения указанных размеров для построения эластичного элемента не дает возможности обеспечить равнопрочность конструкции.

3. Возможность применения предложенных размеров только для эластичных элементов модельных конструкций зарядов смесевого твердого топлива, имеющие плоские торцы, и обечайку в виде прямого цилиндра.

Технической задачей предлагаемого изобретения является создание конструкции заряда смесевого твердого топлива с разрезными эластичными элементами определенных размеров и формы, которые обеспечат снижение контактных напряжений на торце, повышение механической надежности и равнопрочность конструкции.

Поставленная задача решается путем исследования напряженно-деформированного состояния в районе торцов заряда методом конечных элементов и оптимизации геометрических размеров эластичного элемента с целью обеспечения уровня напряжений в клеевом шве «топливо-резина» в районе торца с контактной зоной «топливо-резина» в средней части заряда, где регулирование напряжений осуществить сложно. При этом конструкция эластичного элемента будет оптимальна, когда при минимальном объеме элемента он обеспечивает допустимый уровень напряжений в клеевом шве у торца заряда, равный уровню напряжений в средней части заряда.

Технический результат достигается за счет того, что заряд смесевого твердого топлива, содержащий корпус, защитно-крепящий слой, узел скрепления торцевой части заряда в виде эластичного элемента, расположенного между топливом и внутренней поверхностью корпуса, при этом, эластичный элемент выполнен с кольцевым разрезом, а нижняя граница эластичного элемента определяется гипотенузой прямоугольного треугольника приложенного прямым углом к вершине кольцевого разреза, где горизонтальный катет располагается ближе к корпусу ракетного двигателя и имеет размер (0.03÷0.14)В, вертикальный катет равен (0.03÷0.06)В, В -внешний радиус заряда.

Сущность патентуемого изобретения поясняется графическим материалом.

Фиг.1. Конструкция заряда:

1 - корпус ракетного двигателя;

2 - защитно-крепящий слой;

3 - топливный моноблок;

4 - эластичный элемент;

5 - прямоугольный треугольник;

6 - кольцевой разрез;

В - внешний радиус заряда.

Как следует из численных исследований, установленные соотношения для прямоугольного треугольника (5) определяют оптимальную форму эластичного элемента (4) с кольцевым разрезом (6) и обеспечивают равнопрочность конструкции заряда содержащую корпус ракетного двигателя (1), топливный моноблок (3) и защитно-крепящий слой (2). В случае выхода параметров эластичного элемента за установленные пределы соотношений условие равнопрочности заряда не обеспечивается, при выходе параметров эластичного элемента за нижний предел ухудшаются прочностные характеристики заряда, при завышении верхнего предела увеличивается объем эластичного элемента и ухудшаются энергетические характеристики двигателя.

Положительный эффект изобретения - снижение контактных напряжений на торце заряда, повышение механической надежности заряда и обеспечение условия его равнопрочности.

Патентуемая конструкция заряда смесевого твердого топлива проверена огневыми стендовыми испытаниями в условиях ФГУП «НИИПМ».

Заряд смесевого твердого топлива, содержащий корпус, защитнокрепящий слой, узел скрепления торцевой части заряда в виде эластичного элемента, расположенного между топливом и внутренней поверхностью корпуса, отличающийся тем, что эластичный элемент имеет кольцевой разрез, а нижняя граница эластичного элемента определяется гипотенузой прямоугольного треугольника приложенного прямым углом к вершине кольцевого разреза, где горизонтальный катет располагается ближе к корпусу ракетного двигателя и имеет размер 0,03÷0,14 В, вертикальный катет равен 0,03÷0,06 В, В - внешний радиус заряда.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к оболочечным конструкциям из полимерных композиционных материалов, и может быть использовано при создании корпусов или отсеков адаптеров летательных аппаратов, применяемых в ракетной и авиационной технике.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), имеющего большое время работы. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных. .

Изобретение относится к области военной техники, а именно к заряду ракетного двигателя на твердом ракетном топливе. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке ракетных двигателей твердого топлива с вкладными бронированными зарядами.

Изобретение относится к области стартовых ракетных двигателей на твердом топливе, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан. Цилиндрическая часть стакана размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, а дно контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя. Кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиакриламида, наполненного нитроцеллюлозой в соотношении нитроцеллюлоза:полиакриламид - 2…3:1. В днище стакана выполнены отверстия для прохода газов из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу. Изобретение позволяет снизить воздействие теплового потока продуктов сгорания на корпус ракетного двигателя, а также повысить суммарный импульс тяги. 1 ил.

Изобретение относится к технологии композиционных материалов и может быть использовано при ремонте поверхности деталей ракетного двигателя. Способ ремонта поверхности деталей из углепластика включает приготовление ремонтного состава, обезжиривание дефектов поверхности, заполнение их ремонтным составом и отверждение. Готовят ремонтный состав, содержащий смолу эпоксидно-диановую СЭДМ-6, отвердитель Л-20, АДЭ-3 и порошок углепластика с размером частиц не более 0,2 мм, высушенный при температуре 110 - 130°C в течение 3 часов. При этом заполняют дефекты поверхности деталей ремонтным составом путем его нанесения до уровня поверхности не позднее чем через 1 час после приготовления ремонтного состава, а отверждение проводят при температуре 15 - 35°C в течение 72-120 часов. Обеспечивается повышение качества устранения дефектов с получением ровной гладкой поверхности в зоне дефекта, при этом прочность материала в зоне устраненного дефекта сопоставима с прочностью основного материала заготовки. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к области ракетного машиностроения, в частности к производству корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композитов. Корпус ракетного двигателя из полимерных композитов с газоходом включает теплоэрозионно-стойкое покрытие и силовую оболочку. Теплоэрозионно-стойкое покрытие газохода выполнено из термостойкой резины, армированной слоями спиральных витков ленты из ткани с косым расположением термостойких волокон основы и утка. Ширина ленты составляет 0,5-1,0 внутреннего диаметра газохода, а шаг намотки ленты составляет 0,30-0,35 ширины ленты. При изготовлении корпуса ракетного двигателя на металлической оправке формируют теплоэрозионно-стойкое покрытие и силовую оболочку. Для формирования теплоэрозионно-стойкого покрытия газохода дублируют ткань из термостойких волокон с пластиной из термостойкой невулканизованной резины, нарезают из нее ленты с косым расположением волокон основы и утка и наматывают слои спиральных витков ленты. Группа изобретений позволяет повысить надежность и технологичность корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх