КАРУСЕЛЬНО-ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ СПОСОБ БРОНИРОВАНИЯ ЗАРЯДА ИЗ БАЛЛИСТИТНОГО ТОПЛИВА СО СКРЕПЛЕНИЕМ ЕГО ПО ОДНОМУ ИЗ ТОРЦОВ С КОРПУСОМ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
MERRY-GO-ROUND-CENTRIFUGAL METHOD OF RESTRICTING BALLISTIC FUEL CHARGE BY FIXING ITS ONE END FACE TO ROCKET ENGINE CASING

Изобретение относится к области ракетной техники и касается способа бронирования и скрепления заряда из баллиститного топлива с корпусом ракетного двигателя.
В настоящее время для бронирования заряда используются такие методы, как экструзия - патент №2259919 от 21.01.2004 г., обмотка - патент №2215723 от 11.01.2002 г., литье под давлением с применением термопластавтомата - патент №2209135 от 18.10.2001 г. Данные методы не пригодны для бронирования зарядов и одновременного скрепления их с корпусами ракетных двигателей, поскольку эти способы пригодны только для реализации процессов бронирования вкладных зарядов либо только по цилиндрической поверхности (методы обмотки и экструзии), либо по всей поверхности заряда, имеющего сложную конфигурацию (метод литья под давлением).
В связи с этим интерес представляет бронирование зарядов методом свободной заливки краткий энциклопедический словарь «Энергетические конденсированные системы» под редакцией Б.П.Жукова, М.: «Янус-К», 2000 г., стр.263. Но данный способ не пригоден для бронирования зарядов заливочными акрилатными бронесоставами, имеющими большую полимеризационную усадку (10% и более), поскольку бронепокрытие данных зарядов, изготовленных таким способом, имеют многочисленные дефекты в виде раковин, воздушных включений, утонений в виде занижения толщины бокового бронепокрытия, обусловленные усадочными явлениями.
Известен способ бронирования шашки твердотопливного заряда ракетного двигателя по патенту №2261237, заяв. 22.12.2003 г. и оп. 27.09.2005 г., МПК С06В 21/00, С06D 5/00, взятый нами за прототип.
Согласно данному способу форму с установленным в ней зарядом закрепляют радиально на вращающейся платформе и далее проводят заливку бронесостава из расходной емкости в зазор между формой и зарядом под воздействием центробежной силы, создающейся при вращении платформы и направленной вдоль зазора.
После этого осуществляют полимеризацию бронесостава при повышенной температуре и воздействии центробежной силы. После полимеризации бронесостава формы охлаждают, забронированные заряды распрессовывают из формы и разбраковывают. Недостатками данного способа являются потребность в специальной форме для бронирования, операции по ее подготовке к использованию, необходимость распрессовки забронированного заряда из формы, его разбраковки, мехобработки и скрепления с корпусом ракетного двигателя.
Технической задачей предлагаемого изобретения является разработка способа бронирования заряда из баллиститного топлива заливочным акрилатным бронесоставом с одновременным скреплением одного его торца с корпусом ракетного двигателя и с раскрепленной по боковой бронируемой поверхности относительно корпуса, что позволяет многократно сократить трудоемкость и время изготовления ракетного двигателя, повысить качество и надежность его работы.
Технический результат достигается за счет карусельно-центробежного способа бронирования заряда из баллиститного топлива в корпусе ракетного двигателя заливочным акрилатным бронесоставом.
Скрепление заряда с корпусом по одному из его торцов осуществляется в процессе бронирования боковой поверхности заряда, которая раскреплена с корпусом ракетного двигателя. При этом исключается потребность в специальной форме и технологической оснастке для бронирования заряда, а также операции подготовки их к использованию, распрессовки забронированного заряда из формы, их мехобработки и дальнейшего скрепления заряда с корпусом ракетного двигателя. Карусельно-центробежный способ бронирования позволяет одновременно изготавливать несколько забронированных зарядов из баллиститного топлива со скреплением их по одному из торцов с корпусом ракетного двигателя.
На чертеже представлена установка карусельно-центробежного способа бронирования: 1 - корпус ракетного двигателя, 2 - заряд, 3 - фиксирующая тарель, 4 - платформа карусели, 5 - дозатор, 6 - распределительное устройство, 7 - желоб, 8 - камера обогрева.
Сущность изобретения заключается в следующем: в корпус ракетного двигателя (1) устанавливается заряд (2) и фиксирующая его тарель (3). Корпус с зарядом и фиксирующей тарелью устанавливается на вращающуюся платформу карусели (4) радиально, а при бронировании нескольких зарядов - радиально с равномерным угловым расстоянием. Подача бронесостава из дозатора (5) производится на распределительное устройство (6), с которого по желобу (7), расположенному соосно с корпусом и имеющему полуцилиндрический или треугольный профиль, заливочный акрилатный бронесостав под действием центробежной силы, возникающей при вращении платформы карусели со скоростью 80-150 об/мин и направленной вдоль зазора через 3-12 равномерно расположенных отверстий в фиксирующей тарели, заполняет зазор между корпусом и зарядом. При этом диаметр отверстий должен быть не более величины зазора для исключений перелива бронесостава из фиксирующей тарели. Полимеризация заливочного акрилатного бронесостава проводится при вращении платформы карусели в течение 1,5-2 ч при температуре воздуха в камере обогрева (8) 75-80°С. По завершении полимеризации корпуса ракетных двигателей с забронированными по боковой поверхности зарядами из баллиститного топлива, скрепленными с ними по одному из торцев и раскрепленными по боковой поверхности, охлаждаются, затем снимаются с платформы карусели.
Пределы значений температуры и времени полимеризации заливочного акрилатного бронесостава, скорости вращения платформы карусели, числа отверстий в фиксирующей тарели определялись экспериментально и являются оптимальными для получения качественных зарядов.
Для проведения экспериментального бронирования и скрепления заряда с корпусом ракетного двигателя карусельно-центробежным способом использовались корпуса ракетного двигателя, макетные и натурные изделия «АС», заливочный акрилатный бронесостав на основе олигоуретанакрилата Д-10ТМ, метилметакрилата, полиэфира ТГМ-3 с системой отверждения, состоящей из перекиси бензоила, ацетилацетоната марганца и дипиридила.
Значения температуры и времени полимеризации заливочного акрилатного бронесостава, а также скорость вращения платформы и число отверстий в фиксирующей тарели, диаметр которых не превышал величину зазора между зарядом и корпусом, при которых проводилось экспериментальное бронирование, приведены в таблицах 1, 2 соответственно с указанием качества изготовленных зарядов, определенного визуально после их расснаряжения.
Таблица 1
Время полимеризации (вращения платформы), ч
Температура полимеризации (воздуха в камере обогрева карусели), °С
70-74
75-80
1
Бронепокрытие мягкое, недополимеризованное
Бронепокрытие мягкое, недоотвержденное
1,5-2
Бронепокрытие мягкое, недоотвержденное. Качество бронепокрытия и скрепления неудовлетворительное.
Бронепокрытие жесткое, заполимеризованное. Качество бронепокрытия и скрепления хорошее.
3
Бронепокрытие жесткое, заполимеризованное. Качество бронепокрытия и скрепления хорошее.
Бронепокрытие жесткое, заполимеризованное. Качество бронепокрытия и скрепления хорошее.
Дальнейшее увеличение времени полимеризации при температуре 70-74°С, а также в течение 3 ч при температуре 75-80°С нецелесообразно, так как увеличиваются время изготовления зарядов и энергозатраты. Проведение процесса полимеризации заливочного акрилатного бронесостава при температуре выше 80°С снижает термостабильность спецпродукта заряда.
Качественное бронепокрытие и скрепление заряда с корпусом ракетного двигателя получается при полимеризации в течение 1,5-2 ч при температуре 75-80°С.
Таблица 2
Число отверстий в фиксирующей тарели
Скорость вращения платформы, об/мин
50
80
100
150
1-2
Изделие имеет оголенные участки (пропуски в бронепокрытии).
Изделие имеет оголенные участки (пропуски в бронепокрытии).
3-12
Изделие имеет оголенные участки (пропуски в бронепокрытии).
Бронепокрытиесплошное без пропусков.
Бронепокрытие сплошное без пропусков.
Из таблицы 2 видно, что сплошность бронепокрытия на изделиях обеспечивается при вращении платформы карусели со скоростью 80-150 об/мин и при наличии в фиксирующей тарели от 3 до 12 отверстий. При этом визуальный осмотр макетных и натурных изделий «АС» показал, что бронепокрытие удовлетворительного качества, не имеет раковин, воздушных включений и других видов дефектов, торец бронированного заряда прочно скреплен с торцом ракетного двигателя и раскреплен с ним по боковой поверхности.
Изготовление фиксирующей тарели с числом отверстий более 12 нецелесообразно, а увеличение скорости вращения платформы увеличит энергозатраты и повысит опасность производства.
Карусельно-центробежным способом была изготовлена опытная партия забронированных зарядов из баллиститного топлива со скреплением их по одному из торцов с корпусом ракетного двигателя изделия «АС» на опытном химическом заводе ФГУП «НИИПМ».
Режимы изготовления приведены в таблице 3.
Таблица 3
№ п/п
Время полимеризации, ч
Температура полимеризации, °С
Скорость вращения платформы карусели, об/мин
Число отверстий в фиксирующей тарели, шт.
Профиль желоба
1
2
3
4
5
6
1
1,5
75
150
3
треугольный
2
1,5
80
80
12
треугольный
3
2
75
80
6
полуцилиндрический
4
2
80
80
12
полуцилиндрический
Таким образом, карусельно-центробежным способом были изготовлены натурные изделия «АС» с применением заливочного акрилатного бронесостава по установленным режимам - время полимеризации (вращения платформы карусели) 1,5-2 ч, температура воздуха в камере обогрева 75-80°С, скорость вращения платформы карусели 80-150 об/мин, при этом использовались тарели с числом отверстий от 3 до 12, диаметр которых не превышал величину зазора между зарядом и корпусом.
Непосредственно в процессе бронирования заряды одним из торцов скреплялись с корпусами ракетного двигателя тем же заливочным акрилатным составом. После бронирования и скрепления зарядов с корпусами последние охлаждались и расснаряжались для оценки качества бронирования и скрепления. Визуальный осмотр изготовленных изделий показал, что бронепокрытие удовлетворительного качества, не имеет раковин, воздушных включений и других видов дефектов, торец бронированного заряда прочно скреплен с торцом корпуса ракетного двигателя и раскреплен с ним по боковой бронированной поверхности.
Таким образом, изготовление ракетных двигателей по предлагаемому способу позволяет:
- осуществлять скрепление заряда по одному из торцов с корпусом ракетного двигателя в процессе бронирования и раскрепление по боковой поверхности относительно корпуса;
- многократно сократить трудоемкость и время изготовления ракетного двигателя, повысить качество и надежность его работы.
Предлагаемый способ реализован с положительными результатами при изготовлении ракетных двигателей противоградовых ракет «АС» в условиях опытного химического завода ФГУП «НИИПМ».