РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINES

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе (РДТТ) с зарядами из смесевых твердых топлив с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы, прочноскрепленными с нанесенным на внутреннюю поверхность корпуса теплозащитным покрытием через защитно-крепящий слой.
Форма прочноскрепленного заряда твердого топлива и его физико-механические характеристики формируются непосредственно в процессе затвердевания топливной массы корпусом РДТТ с теплозащитным покрытием, защитно-крепящим слоем, торцевыми манжетами, армирующими компонентами и формообразующими дополнительными элементами.
Одним из наиболее сложных вопросов разработки зарядов твердого топлива является обеспечение его физико-механических характеристик за весь период эксплуатации и прочное скрепление заряда с корпусом ракетного двигателя, предназначенного для использования в широком диапазоне температур, от минус 60°С до плюс 60°С. Применяемые материалы должны обеспечить достаточно высокую адгезию, как к корпусу ракетного двигателя, так и к поверхности заряда твердого ракетного топлива.
В мировой зарубежной и отечественной практике широко используются заряды твердого ракетного топлива, содержащие корпус, прочноскрепленный с ним заряд, торцевые манжеты и защитно-крепящий слой.
Наиболее близким по технической сущности является патент США №3578520 B32b 5/20 1971.
В нем заряд твердого топлива крепится к корпусу ракетного двигателя посредством двух слоев - это теплозащитное покрытие (ТЗП) требуемой толщины, которым выложена внутренняя поверхность корпуса и нанесенный на ТЗП адгезионный защитно-крепящий слой, предназначенный непосредственно для скрепления заряда твердого топлива с ТЗП.
Задача адгезионного защитно-крепящего слоя - эффективно связать корпус РДТТ с зарядом и одновременно теплоизолировать заряд от корпуса. В качестве такого материала используется изоляционная липкая пена - вулканизирующий силикон.
Недостатком данной схемы крепления заряда твердого топлива к корпусу является то, что для обеспечения однородного слоя изоляционной силиконовой пены используется испаряющийся материал (фреон), а сама пена, имеющая пористую структуру, не обеспечивает должной изоляции (герметичности) соединяемых элементов конструкции. Проведенными исследованиями установлено негативное влияние газообразных компонентов (в частности аммиака), выделяющихся из теплозащитного покрытия в процессе длительного хранения РДТТ, на состояние приграничного слоя заряда твердого топлива.
При изготовлении, хранении и эксплуатации ракетных двигателей газообразные компоненты (аммиак), выделяющиеся из ТЗП, проникают через защитно-крепящий слой и разрушают уретановые и сложноэфирные связи полидиенуретанэпоксидного каучука, являющегося основой заряда твердого топлива, что приводит к снижению уровня механических характеристик топлива на границе контакта с ТЗП и приводит к падению прочности адгезионного соединения.
Кроме того, ухудшение механических характеристик приводит к кратковременному резкому повышению давления в РДТТ в конце его работы, т.е. когда поверхность горения достигает пристеночного «рыхлого» слоя, что имело место при проведении стендовых испытаний ряда изделий и в некоторых случаях привело к разрушению корпуса РДТТ.
Предлагаемое изобретение предназначено для обеспечения стабильности физико-механических характеристик топлива в течение всего срока хранения и эксплуатации, обеспечения расчетных тяговых характеристик в течение всего времени работы РДТТ и повышения надежности работы двигателя.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, уложенное на его внутренней поверхности теплозащитное покрытие, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой и заряд твердого топлива, между теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем расположен слой металлической, например, алюминиевой фольги, равнопрочно скрепленный с ними клеевым соединением. Слой металлической фольги препятствует проникновению газообразных компонентов (аммиака), выделяющихся в заряд твердого топлива из ТЗП через защитно-крепящий слой в процессе хранения и эксплуатации, что предотвращает разрушение уретановых и сложноэфирных связей полидиенуретанэпоксидного каучука.
Изобретение поясняется изображением (фиг. 1), где представлен разрез ракетного двигателя твердого топлива. Предлагаемый РДТТ состоит из корпуса 1, теплозащитного покрытия 2, нанесенного на внутреннюю поверхность ТЗП слоя металлической фольги 3 (фиг. 2), защитно-крепящего слоя 4, вклеенных в корпус торцевых манжет 5 и 6, заряда твердого топлива 7 и сопла 8.
Вышеописанное устройство работает следующим образом. Слой металлической фольги 3 в течение всего срока хранения и эксплуатации, т.е. до начала работы РДТТ, препятствует миграции продуктов газовой среды (аммиака), выделяющихся из теплозащиты в твердое топливо. После включения ракетного двигателя, в процессе работы теплозащитное покрытие 2, вклеенные в корпус манжеты 5 и 6, а также защитно-крепящий слой 4 обеспечивают требуемые динамические и тепловые характеристики в течение всего времени работы, при этом металлическая фольга выгорает вместе с топливом и защитно-крепящим слоем. Истечение газов происходит через сопло 8.
Таким образом, применение металлической фольги, разделяющей теплозащиту и защитно-крепящий слой с зарядом твердого топлива, обеспечивает стабильность физико-механических характеристик топлива в течение всего срока хранения и эксплуатации, обеспечивает расчетные тяговые характеристики в течение всего времени работы РДТТ и повышает надежность работы двигателя.
Указанный положительный эффект подтвержден испытанием опытных образцов, выполненных в соответствии с предполагаемым изобретением.