Скрепленный заряд ракетного твердого топлива

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 разновысотными выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда. Высоту выступов варьируют по зонам заряда и назначают в соответствии с действующими в конкретной зоне скрепления заряда с корпусом отрывными напряжениями. Поверхность выступов полностью или частично выполнена с микронеровностями высотой 0,05-0,5 мм, а отношение расстояния между соседними по длине заряда выступами к диаметру головки полугантели выступов составляет 1,7-2,0. Изобретение позволяет снизить вес корпуса с теплозащитным покрытием при одновременном достижении гарантированной прочности крепления топлива к теплозащитному покрытию, в том числе и динамической. 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ) с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса.

Из уровня техники известны твердотопливные заряды, скрепленные со стенками корпуса РДТТ и имеющие следующую схему крепления заряда к стенкам ракетного двигателя: на внутреннюю поверхность корпуса вначале наносят теплозащитное покрытие (ТЗП), а затем к нему приклеивают заряд твердого топлива (патенты США №№4601862, 3578520).

Недостатком приведенных аналогов является сложность конструкции и технологии изготовления заряда из-за многослойной схемы скрепления его с корпусом, так как кроме ТЗП, защитно-крепящего слоя (ЗКС), крепящего заряд твердого топлива к теплоизолированной внутренней поверхности корпуса, требуется наличие слоя клея между ТЗП и корпусом.

Подготовка корпуса и нанесение клея на внутреннюю поверхность корпуса является трудоемкой, пожароопасной и экологически вредной операцией.

Известен заряд по патенту РФ №2542632 (опубл. 20.02.2015 г.), содержащий корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда.

Недостатками известного заряда являются: повышенный вес корпуса из-за нерациональной высоты выступов (одинакова во всех зонах заряда); недостаточная прочность (в частности, динамическая) скрепления ТЗП с топливом, что обусловлено сочетанием гладкой поверхности выступов и не оптимизированным экспериментально соотношением расстояния между соседними выступами и диаметром головки полугантели выступов.

Известен принятый за прототип заряд по патенту US 4649823, содержащий корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с разновысотными выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда.

В описании прототипа декларируется, что представленное конструктивное выполнение заряда направлено на создание механической связи между топливным зарядом и ТЗП. Однако не во всех своих воплощениях известное техническое решение выполнено исключительно бесклеевым. Предусмотрены мероприятия по дополнению механической связи с применением адгезионного материала, нанесенного на поверхность ТЗП и поверхность выступов. При этом, в случае реализации безусловно бесклеевого крепления ТЗП с топливным зарядом, предусмотрено не только варьирование высоты выступов, но и выполнение в выступах отверстий для увеличения контакта материала топливного заряда с выступами. Т.е. прототип не во всех случаях обеспечивает достаточную прочность на отслаивание ТЗП от топлива.

Конструкция-прототип имеет повышенный вес корпуса с ТЗП, так как не оптимизировано размещение выступов разных размеров по зонам заряда. Во всех зонах заряда выступы большей высоты чередуются с выступами меньшей высоты, т.е. во всех зонах заряда плотность размещения выступов одинакова, а значит и вес ТЗП в разных зонах будет нерационально одинаков.

Кроме того, прототип имеет недостаточную прочность (в частности, динамическую) скрепления ТЗП с топливом, что обусловлено сочетанием гладкой поверхности выступов и не оптимизированным экспериментально соотношением расстояния между соседними выступами и диаметром головки полугантели выступов.

Задачей предлагаемого технического решения является разработка конструкции скрепленного заряда твердого ракетного топлива, позволяющей повысить эффективность РДТТ за счет уменьшения веса корпуса с ТЗП при одновременном достижении гарантированной прочности крепления топлива к ТЗП, в том числе и динамической, при воплощении изобретения в изделиях, устанавливаемых в соответствии с современной тенденцией развития ракетной техники на подвижных носителях (автомобильный и железнодорожный транспорт).

Поставленная задача решается скрепленным зарядом ракетного твердого топлива, содержащим корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с разновысотными выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда. Особенность заключается в том, что высоту выступов варьируют по зонам заряда и назначают в соответствии с действующими в конкретной зоне скрепления заряда с корпусом отрывными напряжениями, при этом поверхность выступов полностью или частично выполнена с микронеровностями высотой 0,05-0,5 мм, а отношение расстояния между соседними по длине заряда выступами к диаметру головки полугантели выступов составляет 1,7-2,0.

Варьирование высотой выступов по зонам заряда позволяет уменьшить пассивный вес РДТТ. Например, для прочноскрепленного с корпусом канального заряда с раскрепленными манжетами торцами, в зоне манжет и в срединной зоне цилиндрической части корпуса, в силу того, что топливо не испытывает больших отрывных напряжений, высота выступов может быть значительно меньше, чем в зоне замков манжет. Высота выступов в зоне манжет также варьируется в соответствии с уровнем отрывных напряжений, постепенно увеличивается в сторону цилиндрической части корпуса.

Предлагаемое изобретение отличается от прототипа иным сочетанием разновысотных выступов - высота выступов в разных зонах заряда назначается разной (в прототипе выступы меньшей высоты чередуются с выступами большей высоты вне зависимости от зон заряда); иным характером поверхности выступов - с микронеровностями (в прототипе гладкая); оптимизированным отношением расстояния между соседними по длине заряда выступами к диаметру головки полугантели выступов (в прототипе данное отношение не конкретизируется).

Именно совокупность отличительных от прототипа признаков с остальными существенными признаками позволила решить поставленную задачу.

Предлагаемый скрепленный заряд ракетного твердого топлива иллюстрируется Фиг. 1-5:

Фиг. 1 - продольный разрез заряда с выступами на цилиндрической части корпуса, в районе замков манжет и в зоне самих манжет разной высоты.

Фиг. 2 - узел А на Фиг. 1, на котором приведены выступы в продольном сечении, поверхность которых частично оснащена микронеровностями.

Фиг. 3 - фотография разрушения поверхности гладких выступов ТЗП.

Фиг. 4 - фотография разрушения поверхности топлива, скрепленного с ТЗП с выступами, снабженными микронеровностями.

Фиг. 5 - фотография испытанных фрагментов ТЗП с различным отношением расстояния между соседними выступами к диаметру головки полугантели выступов.

Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус 1, оснащенный манжетами 2 с замками 3, ТЗП 4, топливный заряд 5. ТЗП 4 имеет разновысотные выступы 6, в продольном сечении имеющие вид полугантели и обращенные внутрь заряда 5. Выступы 6, например, выполнены сплошными (тянущимися без перерыва) с возможностью принимать форму кольца или в виде отдельных штырьков. Поверхность выступов 6 полностью или частично выполнена с микронеровностями 7.

Внутреннюю поверхность корпуса 1 совмещают с резиноподобным гибким ТЗП 4 (например, резина 51-2110 по ТУ 381051528, резина 51-1615 по ТУ 1051177-82), осуществляют вулканизацию, при которой одновременно происходит соединение ТЗП 4 с корпусом 1. Подготовленный таким образом корпус 1 заполняют топливным зарядом 5, который, отверждаясь, механически скрепляется с ТЗП 4.

При исследовании разрыва соединения топлива с фрагментом ТЗП с выступами без микронеровностей разрыв происходил именно по поверхности выступов (Фиг. 3).

Испытания, проведенные с использованием выступов, снабженных микронеровностями, показали, что разрыв соединения ТЗП с топливом всегда происходил по топливу (Фиг. 4), даже при действии динамической нагрузки при использовании вибростенда LDS «В650М8-ЦЭ».

Рациональное сочетание размеров выступов обеспечивает надежное крепление топлива к корпусу с ТЗП без увеличения веса последнего.

Исследования влияния отношения расстояния L между соседними выступами к диаметру D головки полугантели выступов на прочность крепления топлива к ТЗП корпуса проводили с использованием смесевого твердого топлива (СТТ) на основе каучука БНКС (ТУ38.3013-2006), имеющего следующие физико-механические характеристики: прочность δу=0,43 МПа, предельная относительная деформация ε=41%, модуль упругости E=1,83 МПа.

Проведенные исследования прочности скрепления СТТ с фрагментом ТЗП корпуса показали, что отношение L/D в пределах 1,7-2,0 является оптимальным.

При увеличении этого отношения прочность крепления уменьшается, топливо выходит из зацепления с выступами. При уменьшении этого соотношения вес корпуса с ТЗП становится выше, чем при использовании клеевого соединения между топливным зарядом и ТЗП.

Проведенные исследования показали, что создать на выступах микронеровности высотой меньше 0,05 мм на резине проблематично, при этом микронеровности такого размера практически не оказывают влияния на прочность скрепления топлива с ТЗП. Микронеровности на выступах высотой более 0,5 мм становятся соизмеримыми с высотой выступов и незначительно увеличивают прочность скрепления ТЗП с топливом.

Необходимые размеры выступов в каждой зоне заряда и материал ТЗП определяют при проектировании конкретного скрепленного заряда ракетного твердого топлива.

Таким образом, предлагаемое техническое решение практически реализуемо, является актуальным и перспективным, поскольку ориентировано на повышение эффективности РДТТ, в которых используют скрепленные заряды ракетного твердого топлива.

Скрепленный заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с разновысотными выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда, отличающийся тем, что высоту выступов варьируют по зонам заряда и назначают в соответствии с действующими в конкретной зоне скрепления заряда с корпусом отрывными напряжениями, при этом поверхность выступов полностью или частично выполнена с микронеровностями высотой 0,05-0,5 мм, а отношение расстояния между соседними по длине заряда выступами к диаметру головки полугантели выступов составляет 1,7-2,0.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании твердотопливных импульсных двигателей, к которым предъявляются повышенные требования разноимпульсности при работе в паре или в целой связке.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, длина которого сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса.

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.

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 предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием. Цилиндрическая оболочка имеет плоское донышко с одной стороны и свободный торец с внутренней резьбой с другой. Свободный торец закрыт съемным колпачком куполообразной формы с сопловыми отверстиями при вершине и опорно-защитной решеткой во внутренней полости. Резьбовая часть колпачка выполнена в виде втулки, соединенной с колпачком посредством клея и имеющей послойное армирование тканью перпендикулярно оси резьбы. Колпачок выполнен полностью армированным из ткани с отбортовкой и с резьбой на ней, являющейся продолжением резьбы втулки. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенителя заряда твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к способу изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, получаемого методом непрерывной намотки армирующей ленты. Способ изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, заключающийся в установке на оправку внутреннего теплозащитного покрытия, намотке поверх его силовой оболочки из полимерного композиционного материала с последующей полимеризацией, при этом между оправкой и внутренним теплозащитным покрытием устанавливают изолированную антиадгезионной пленкой манжету из эластичного материала, например силикона с толщиной стенки, соизмеримой с толщиной внутреннего теплозащитного покрытия. Манжета может быть выполнена в виде герметичного мешка, который в процессе полимеризации силовой оболочки корпуса нагружают гидравлическим давлением, превышающим контактное давление на оправку, создаваемое усилием намотки материала силовой оболочки. Изобретение обеспечивает повышение прочностных и адгезионных характеристик конструкции днищ корпуса. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам обеспечения непрерывного контроля состояния твердотопливных зарядов ракетных двигателей. Твердотопливный ракетный двигатель включает композитный корпус и защитный слой, состоящий из теплозащитного покрытия и защитно-крепящего слоя, выполнен раскрепленным для снижения уровня напряжений, возникающих при эксплуатации со стороны переднего и заднего торцов, при помощи манжет, а также снабжен системой контроля отслоений. Система контроля отслоений включает систему датчиков магнитного поля на основе эффекта Холла, детектируемую систему, в виде группы неодимовых магнитных элементов, а также электронно-вычислительную машину. Детектируемая группа неодимовых магнитных элементов размещена на защитно-крепящем слое в зонах вершин раскрепляющих манжет днищ корпуса двигателя, являющихся зонами перехода раскрепленной части заряда в скрепленную, а также в средней по длине части твердотопливного заряда. Изобретение позволяет обеспечить контроль отслоений на границах защитный слой-заряд и защитный слой-корпус, упростить систему контроля отслоений, а также сохранить конструктивную целостность двигателя при выявлении отслоений. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала. Емкость из композиционного материала содержит силовую оболочку, образованную сопряженной с днищами обечайкой, и узел стыка, расположенный в зоне сопряжения днища с обечайкой. Причем узел стыка сформирован приматываемыми к силовой оболочке пакетами композиционного материала и содержит выполненную из металла крепежную арматуру, образованную силовой рамой и хвостовиком. Хвостовик выполнен в виде кольца, скрепленного с силовой рамой продольными перемычками, а с кольцом скреплены продольные лапки. При этом кольцо, продольные перемычки и продольные лапки расположены между силовой оболочкой и пакетами композиционного материала. Изобретение направлено на уменьшение массы и длины узла стыка. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

При изготовлении теплозащитного покрытия передней крышки корпуса ракетного двигателя твердого топлива, содержащей кольцевую вставку из композиционного материала, разделяющую теплозащитное покрытие на центральную и периферийные части, осуществляют заполнение пресс-формы с установленной в ней крышкой разогретой резиновой смесью через литниковые каналы матрицы пресс-формы. Сначала производят заполнение через направленные к центральной части крышки литниковые каналы матрицы, исключающие проход резиновой смеси к периферийной части крышки, формуя теплозащитное покрытие в центральной части крышки с посадочной поверхностью под кольцевую вставку. Затем извлекают матрицу из пресс-формы и устанавливают кольцевую вставку. После чего производят заполнение через направленные к периферийной части крышки литниковые каналы другой матрицы, формуя теплозащитное покрытие остальной поверхности крышки. Изобретение позволяет повысить качество и снизить трудоемкость изготовления теплозащитного покрытия передней крышки корпуса ракетного двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит днище с центральным отверстием и манжету, имеющую отогнутую внутрь корпуса часть, расположенную в районе центрального отверстия и выполненную с возможностью установки технологического клина между днищем и отогнутой внутрь корпуса частью манжеты. Между днищем и манжетой установлены радиальные ленты. Ленты закреплены одной краевой частью на отогнутой внутрь корпуса части манжеты, со стороны ее поверхности, обращенной к днищу, а второй краевой частью скреплены с днищем. Средняя часть лент образует петли, расположенные между днищем и манжетой. Петли выполнены с возможностью установки в них технологического клина, имея длину, равную сопрягаемому с ними периметру поперечного сечения технологического клина. Краевые части лент могут быть снабжены хвостиками, длина которых обеспечивает возможность их скрепления между собой. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность включает изготовление заготовки в виде чехла, размеры внутренней поверхности которого соответствуют размерам наружной поверхности корпуса, нанесение путем надевания чехла на изделие, пропитку чехла связующим и уплотнение теплозащитного покрытия с последующей полимеризацией. Чехол изготавливают бесшовным длиной, превышающей длину изделия на величину технологического припуска. Торцы чехла закрепляют и фиксируют по всему периметру в зажимных кольцах. Зажимные кольца раздвигают до придания формы оболочки с последующей их фиксацией и центрированием с осью корпусного изделия. Затем кольцо с чехлом, обращенное к торцу изделия, протягивают по наружной поверхности корпуса до полного надевания чехла на изделие. Изобретение позволяет повысить технологичность нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность крупногабаритных корпусных изделий. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность включает изготовление заготовки в виде чехла, размеры внутренней поверхности которого соответствуют размерам наружной поверхности корпуса, нанесение путем надевания чехла на изделие, пропитку чехла связующим и уплотнение теплозащитного покрытия с последующей полимеризацией. Чехол изготавливают бесшовным длиной, превышающей длину изделия на величину технологического припуска. Торцы чехла закрепляют и фиксируют по всему периметру в зажимных кольцах. Зажимные кольца раздвигают до придания формы оболочки с последующей их фиксацией и центрированием с осью корпусного изделия. Затем кольцо с чехлом, обращенное к торцу изделия, протягивают по наружной поверхности корпуса до полного надевания чехла на изделие. Изобретение позволяет повысить технологичность нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность крупногабаритных корпусных изделий. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

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 разновысотными выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда. Высоту выступов варьируют по зонам заряда и назначают в соответствии с действующими в конкретной зоне скрепления заряда с корпусом отрывными напряжениями. Поверхность выступов полностью или частично выполнена с микронеровностями высотой 0,05-0,5 мм, а отношение расстояния между соседними по длине заряда выступами к диаметру головки полугантели выступов составляет 1,7-2,0. Изобретение позволяет снизить вес корпуса с теплозащитным покрытием при одновременном достижении гарантированной прочности крепления топлива к теплозащитному покрытию, в том числе и динамической. 5 ил.

Наверх