ВКЛАДНОЙ ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ЗАРЯД ТОРЦЕВОГО ГОРЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ROCKET ENGINE INSERTED SOLID-PROPELLANT FACE-COMBUSTION CHARGE

Патентуемое изобретение относится к вкладному заряду торцевого горения и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов из твердого топлива к ракетным двигателям.
Известны конструкции вкладных зарядов торцевого горения, выполненные в виде бесканального моноблока цилиндрической формы, бронированного по боковой поверхности и переднему торцу. Такие заряды свободно вкладываются в камеру сгорания и фиксируются в ней посредством узла крепления, располагаемого между передним днищем камеры сгорания и бронированным торцом заряда. При этом узел крепления приклеивается промежуточным скрепляющим адгезионным составом к переднему торцу заряда или привинчивается к нему винтами. Противоположной частью узел крепления стыкуется с крышкой двигателя с помощью хвостовика с резьбой, как, например, по патенту США №2479828, кл. 102-98, заявлен 20.11.47 г. и патенту ФРГ №2117401, кл. F02K 9/04, опубликован 29.03.73 г., или с помощью специальной профильной вставки, как, например, по патенту ФРГ №1128344, кл. 78d, заявлен 7.10.1965 г.
Основными недостатками таких конструкций являются: во-первых, отсутствие решения задачи одновременной приклейки узла крепления и нанесения бронирующего покрытия на вкладной заряд торцевого горения в процессе его изготовления. Во-вторых, технологическая сложность скрепления переднего торца заряда с узлом крепления, не гарантирующая безотказную работоспособность заряда при действии эксплуатационных нагрузок: температурного перепада, вибраций, ударного действия перегрузок, в том числе осевых перегрузок с направлением в сторону соплового дна, действующих при выбросе ракеты из пусковых устройств и др., поскольку скрепление производится с помощью промежуточных элементов, имеющих различные с бронирующим покрытием и топливом физико-механические (ФМХ), теплофизические и прочностные характеристики. При этом для скрепления необходима разработка специального технологического процесса и материалов для приклейки, поскольку бронирование заряда и приклейка узла крепления производится раздельно.
В качестве прототипа предлагаемого изобретения принята конструкция узла крепления, соответствующая описанию по патенту США №2479828, кл. 102-98, заявлен 20.11.47 г., опубликовано 23.08.1949 г.
Недостатком данной конструкции является наличие промежуточного клеевого соединения для скрепления переднего торца заряда с узлом крепления, что ухудшает эксплуатационные характеристики заряда вследствие проявления опасных концентраций напряжений по месту соединения из-за различия ФМХ, теплофизических и прочностных характеристик слоя «узел крепления-клеевое соединение-бронепокрытие-топливо».
Технической задачей изобретения является упрощение технологии изготовления заряда за счет совмещения операций бронирования топливного элемента заряда и скрепления его с помощью резинометаллической тарели, что обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик при действии на него внешних воздействующих факторов.
Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержит резинометаллическую тарель, состоящую из стального диска и хвостовика с центральным сквозным отверстием, расположенного со стороны переднего торца заряда. В соответствии с изобретением заряд снабжен «сухарями» круглой формы, не менее трех штук, равномерно установленными вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда, при этом «сухари» выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем.
Техническим результатом настоящего изобретения является совокупность резинометаллической тарели, состоящей из запрессованных в резину стального диска и хвостовика с центральным отверстием для подвода бронирующей массы, расположенного со стороны переднего торца, и «сухарей», гарантирующих равномерное распределение, толщину и вывод бронирующей массы на боковую поверхность и передний торец заряда при его бронировании. При этом формой «сухарей», их расположением и изменением проходного сечения отверстия в хвостовике создается возможность регулирования течения бронирующей массы и изменения технологических режимов бронирования заряда и приклейки к нему узла крепления. Изготовление «сухарей» из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, но предварительно отвержденного, обеспечивает уменьшение контактных напряжений по месту стыка сухарей с бронирующим покрытием и ускоряет процесс изготовления заряда.
На фиг.1 представлен узел крепления вкладного твердотопливного заряда торцевого горения в камере сгорания ракетного двигателя:
1 - стальной диск;
2 - хвостовик с центральным сквозным отверстием;
3 - палец;
4 - резина тарели;
5 - топливный элемент заряда;
6 - «сухари»;
7 - воздушный зазор для заполнения бронирующей массой.
На фиг.2 представлена схема крепления заряда в камере сгорания ракетного двигателя:
8 - бронирующее покрытие;
9 - заряд с узлом крепления;
10 - корпус ракетного двигателя;
11 - переднее днище камеры сгорания ракетного двигателя.
Резинометаллическая тарель представляет собой стальной диск (1) с хвостовиком (2) и пальцем (3), запрессованными в резину тарели (4). Со стороны крепления тарели к топливному элементу заряда (5) резина имеет тарельчатую форму. В хвостовике (2) выполнено сквозное центральное отверстие для подачи через него бронирующего состава. Между внутренней поверхностью тарели (4) и торцом топливного элемента заряда (5) перед бронированием обеспечивается воздушный зазор (7) посредством не менее трех «сухарей» (6) круглой формы, выполненных из того же материала, что и бронирующее покрытие (8), предварительно отвержденных. «Сухари» (6) располагаются равномерно по окружности на внутренней поверхности тарели (фиг.1).
В процессе бронирования топливного элемента (5) бронирующая масса подается через отверстие в хвостовике в воздушный зазор (7), образуемый тарелью (4) и передним торцем топливного элемента (5), посредством «сухарей» (6). Во время отверждения бронирующей массы происходит одновременное приклеивание тарели (4) к топливному элементу (5) и бронирование топливного элемента. «Сухари», изготовленные из материала бронепокрытия, при полимеризации бронепокрытия образуют на переднем торце надежный однородный слой бронепокрытия.
Палец (3) обеспечивает фиксацию заряда (9) в камере сгорания от вращения. При помощи хвостовика (2) заряд крепится к переднему днищу (11) камеры сгорания ракетного двигателя (фиг.2). Таким образом, резинометаллическая тарель надежно фиксирует заряд в камере сгорания ракетного двигателя через скрепление с бронепокрытием переднего торца заряда.
Преимуществом предлагаемой конструкции является упрощение технологии изготовления, исключение промежуточного клеевого соединения, сокращение номенклатуры используемых материалов и повышение работоспособности заряда.
Предлагаемый способ крепления в ракетном двигателе вкладного твердотопливного заряда торцевого горения, с использованием резинометаллической тарели, был успешно применен при отработке ряда зарядов на ФКП «ППЗ» и ОХЗ ФГУП «НИИ ПМ».