Скрепленный заряд ракетного твердого топлива



Скрепленный заряд ракетного твердого топлива
Скрепленный заряд ракетного твердого топлива
Скрепленный заряд ракетного твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2542163:

Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных с корпусом по цилиндрической части и раскрепленных манжетами по эллиптическим торцевым поверхностям. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой. Топливный заряд жестко скреплен с корпусом в средней части его цилиндрической поверхности через склеенные между собой теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой и подвижно скреплен с корпусом в остальной части его цилиндрической поверхности. Топливный заряд подвижно скреплен с корпусом посредством контактирующих между собой через смазку выступов, которыми оснащен защитно-крепящий слой, и имеющих ответную форму пазов, выполненных в теплозащитном покрытии. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) с зарядами из смесевых топлив, скрепленных с корпусом по цилиндрической части и раскрепленных манжетами по эллиптическим торцевым поверхностям.

В мировой практике широко используются твердотопливные заряды с данной схемой крепления к стенкам корпуса РДТТ (патенты РФ №№2166660, 2216641, 2362037, патент США №3578520 и др.).

Недостатком приведенных аналогов является возможность нарушения структурной целостности конструкции заряда из-за снижения его прочностной работоспособности в период предстартовой эксплуатации, вызванного наличием высоких температурных напряжений в районе замков манжетных раскреплений.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является принятый за прототип скрепленный заряд по патенту РФ №2374213 (опубл. 27.11.2009 г.), содержащий корпус, топливный заряд, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой.

Недостатком прототипа является наличие высоких температурных напряжений в заряде в районе замков манжетных раскреплений, возникающих из-за разности коэффициентов температурного расширения топлива и корпуса. Температурные напряжения предопределяют высокий уровень требований к топливу, приводят к нарушению структурной целостности скрепленного заряда в период предстартовой эксплуатации, снижению его прочностной работоспособности.

Задачей предлагаемого технического решения является разработка конструкции скрепленного заряда ракетного твердого топлива, позволяющей повысить прочностную работоспособность, исключить нарушение структурной целостности скрепленного заряда в период предстартовой эксплуатации и, соответственно, повысить эксплуатационную надежность и эффективность работы РДТТ, за счет снижения температурных напряжений в районе замков манжетных раскреплений путем создания условий по обеспечению подвижности топливного заряда в осевом и радиальном направлении относительно корпуса при воздействии температурных нагрузок при одновременном сохранении толщины теплозащитного покрытия и защитно-крепящего слоя на уровне прототипа.

Поставленная задача решается скрепленным зарядом ракетного твердого топлива, содержащим корпус, топливный заряд, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой. Особенность заключается в том, что топливный заряд жестко скреплен с корпусом в средней части его цилиндрической поверхности через склеенные между собой теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой и подвижно скреплен с корпусом в остальной части его цилиндрической поверхности посредством контактирующих между собой через смазку выступов, которыми оснащен защитно-крепящий слой, и имеющих ответную форму пазов, выполненных в теплозащитном покрытии.

В частности, выступы защитно-крепящего слоя выполнены в виде полугантелей.

В частности, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой выполнены из эластичного материала, обеспечивающего возможность деформации пазов и выступов в пределах радиальных перемещений топливного заряда.

В частности, в зоне жесткого скрепления топливного заряда с корпусом, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой выполнены соответственно с пазами и выступами или выполнены сплошными.

Предлагаемое изобретение отличается от прототипа наличием зон подвижного скрепления топливного заряда с цилиндрической поверхностью корпуса (в прототипе - только жесткое скрепление); наличием пазов в теплозащитном покрытии и выступов в защитно-крепящем слое.

Именно совокупность отличительных от прототипа признаков с остальными существенными признаками позволила достичь вышеуказанный технический результат, который невозможно получить при реализации изобретения по прототипу в силу особенностей конструкции известного скрепленного заряда, и решить поставленную задачу.

Предлагаемый скрепленный заряд ракетного твердого топлива иллюстрируется графическими изображениями:

Фиг.1 - продольный разрез скрепленного заряда.

Фиг.2 - сечение А-А на Фиг.1, на котором приведена часть поперечного разреза скрепленного заряда.

Фиг.3 - узел Б на Фиг.2, на котором приведены контактирующие между собой через смазку один из выступов, которыми оснащен защитно-крепящий слой, и один из выполненных в теплозащитном покрытии и имеющих ответную форму пазов.

Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус 1, топливный заряд 2, теплозащитное покрытие 3, защитно-крепящий слой 4. Теплозащитное покрытие 3 и защитно-крепящий слой 4 выполнены, например, из резины 51-1615 по ТУ 1051177-82, резины 51-2110 по ТУ 381051528-90. Топливный заряд 2 жестко скреплен с корпусом 1 в средней части 5 его цилиндрической поверхности. В теплозащитном покрытии 3 выполнены пазы 6. Защитно-крепящий слой 4 оснащен выступами 7, в частности, выполненными в форме полугантелей. На поверхность пазов 6 и выступов 7 наносят смазку 8 (например, на основе полиэтилсилоксановой жидкости ПЭС по ГОСТ 16480-70) за исключением зоны жесткого скрепления заряда 2 с корпусом 1 в средней части 5 его цилиндрической поверхности.

В процессе предстартовой эксплуатации при изменении температуры топливный заряд 2 обладает подвижностью в краевых зонах. При воспламенении топливного заряда 2 смазка 8 оплавится и закупорит имеющийся конструктивно минимально возможный зазор между пазами 6 и выступами 7, характеризующий их подвижную посадку. Поскольку при работе РДТТ контакт между пазами 6 и выступами 7 после оплавления (полимеризации) смазки 8 осуществляется при отсутствии образования пузырей и раковин (показали экспериментальные исследования с образцами), исключается необходимость увеличивать толщину теплозащитного покрытия 3 и защитно-крепящего слоя 4.

Конкретные размеры подвижной и жестко скрепленной частей топливного заряда 2, пазов 6 и выступов 7 определяют при проектировании конкретного скрепленного заряда ракетного твердого топлива.

Предлагаемое техническое решение актуально и перспективно, поскольку ориентировано на повышение эффективности РДТТ, в которых используют скрепленные заряды ракетного твердого топлива.

1. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, топливный заряд, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой, отличающийся тем, что топливный заряд жестко скреплен с корпусом в средней части его цилиндрической поверхности через склеенные между собой теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой и подвижно скреплен с корпусом в остальной части его цилиндрической поверхности посредством контактирующих между собой через смазку выступов, которыми оснащен защитно-крепящий слой, и имеющих ответную форму пазов, выполненных в теплозащитном покрытии.

2. Скрепленный заряд по п.1, отличающийся тем, что выступы защитно-крепящего слоя выполнены в виде полугантелей.

3. Скрепленный заряд по п.1, отличающийся тем, что теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой выполнены из эластичного материала, обеспечивающего возможность деформации пазов и выступов в пределах радиальных перемещений топливного заряда.

4. Скрепленный заряд по п.1, отличающийся тем, что в зоне жесткого скрепления топливного заряда с корпусом, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой выполнены соответственно с пазами и выступами или выполнены сплошными.



 

Похожие патенты:

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей из композиционных материалов. При изготовлении теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя с удлиненной цилиндрической частью и с закладными элементами наносят на внутреннюю поверхность закладного элемента корпуса покрытие из невулканизованной резины.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

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.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы.

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.

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.

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.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо.

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.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда. Каждый выступ выполнен с возможностью принимать форму кольца в собранном заряде. Теплозащитное покрытие выполнено из материала, химически совместимого с топливом и исключающего диффузию в него компонентов топлива. Изобретение позволяет повысить технологичность изготовления и эксплуатационную надежность заряда. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

При изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия с тканевым защитно-крепящим слоем корпуса ракетного двигателя твердого топлива изготавливают, формуют и вулканизируют внутреннее теплозащитное покрытие с тканевым защитно-крепящим слоем. Из капроновой ткани изготавливают оболочку защитно-крепящего слоя в виде чехла, размеры наружной поверхности которой соответствуют внутренней поверхности корпуса с теплозащитным покрытием. Размещают оболочку защитно-крепящего слоя через разделительный чехол из капроновой ткани на соответствующей длине корпуса жесткой оправке, охватываемой резиновой диафрагмой. Вводят оправку в корпус и расправляют оболочку защитно-крепящего слоя, разделительный чехол и резиновую диафрагму, создавая разряжение между покрытием и резиновой диафрагмой и давление в полости резиновой диафрагмы. Затем выводят оправку из корпуса, а корпус помещают в печь и производят вулканизацию. После окончания вулканизации и охлаждения корпуса с теплозащитным покрытием удаляют из него разделительный чехол и резиновую диафрагму и открывают отверстие в оболочке защитно-крепящего слоя по контуру передней горловины корпуса. Изобретение позволяет снизить трудоемкость изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя. 3 ил.

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей с относительно малым временем работы, например, для двигателей ракетно-артиллерийских боеприпасов. При изготовлении корпуса ракетного двигателя из композиционно-волокнистого материала наматывают слои волокнистого материала со связующим с использованием технологической оснастки, производят термообработку с отверждением связующего и затем удаляют технологическую оснастку. Технологическую оснастку, состоящую из нескольких частей и имеющую форму внутренней поверхности двух корпусов, обращенных друг к другу выходными диаметрами раструбов, собирают с двумя концевыми деталями, содержащими элементы соединения с передними днищами двигателей. Намотку производят псевдолентой, образуемой перекрестными армирующими волокнами, сматываемыми с вращающегося вертлюга и огибающими краевые жгуты. Во время намотки краевые жгуты псевдоленты укладывают окружными витками в зоны концевых деталей. После отверждения разрезают корпуса по месту стыковки обоих раструбов, после чего производят разборку частей оснастки и извлечение корпусов с замотанными концевыми элементами. Изобретение позволяет повысить надежность конструкции ракетного двигателя, работающей под высоким давлением, а также снизить трудоемкость ее изготовления. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей. При формировании внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя в процессе выкладки слоев невулканизованной резины между слоями размещают оптическое волокно для измерения температуры в процессе вулканизации. Оптическое волокно размещают на поверхностях невулканизованной резины спиральными витками с переходом с одного слоя резины на другой слой. Производят точечное закрепление волокна на поверхностях слоев резины с помощью клея холодного отверждения на основе каучуков. Изобретение позволяет повысить качество теплозащитного покрытия. 2 ил.
Наверх