СКРЕПЛЕННЫЙ ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
SOLID-PROPELLANT ROCKET SECURED CHARGE

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.