ПОРОХОВОЙ ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА
POWDER CHARGE OF SOLID ROCKET FUEL

Изобретение относится к области ракетной техники и касается порохового заряда твердого ракетного топлива (ТРТ) «щеточного» типа, скрепленного с дном камеры стартового двигателя ракетного комплекса с оптическим наведением на разгонно-маршевом участке.
Необходимость скрепления пороховых элементов с дном камеры ракетного двигателя (РД) таких зарядов обусловлена воздействием высоких полетных перегрузок на разгонно-маршевом участке.
Известен заряд «щеточного» типа - патент RU №2183606, формируемый путем сборки пороховых элементов при помощи центрующего стержня, уплотнением его по диаметру эластичным хомутом, равномерным распределением полимерного материала по поверхности дна камеры РД при непрерывном его вращении, а скрепление пороховых элементов одним концом с передним дном камеры РД осуществляют путем погружения в полимерный материал и прижима пучка пороховых элементов до упора в дно камеры РД до отверждения полимерного материала.
Указанное техническое решение обеспечивает надежное крепление пороховых элементов, но при этом часть пороховых элементов, приблизительно 10-15 мм находится в заделке в полимерном материале. К недостаткам такой конструкции можно отнести невозможность обеспечить устойчивое оптическое наведение при работе двигателя на разгонно-маршевом участке из-за наличия вторичного пламени от догорающих остатков пороховых элементов заряда «щеточного» типа в местах их скрепления с дном камеры РД.
Известен пороховой заряд твердого ракетного топлива, патент RU №2305202, МПК F02K 9/36, опубликованный 27.08.2007 г.и взятый за прототип, содержащий крышку, заполненную эластичным клеящим материалом, в которой установлены цилиндрические штифты с кольцевой проточкой и с закрепленными на них, при помощи клеевого состава, канальными пороховыми шашками.
Недостатком такого крепления является то, что кольцевая проточка цилиндрических штифтов, запрессованных в эластомерный крепящий материал, в качестве которого используется вулканизованная резиновая смесь, не полностью заполняется вулканизованной резиновой смесью, и как следствие этого, под воздействием полетных перегрузок штифты вырываются из нее. Так же необходимо отметить, что используемая резиновая смесь любой марки имеет температуру хрупкости на уровне минус ~ 50°С и при незначительном увеличении температуры вулканизации до 150°С и увеличении времени вулканизации, значительно повышается температура хрупкости до минус 30-45°С, что не допускается при эксплуатации изделий в зоне низких температур.
Технической задачей настоящего изобретения является устранение вышеизложенных недостатков, а именно повышение прочности крепления штифтов и надежности работы заряда «щеточного» типа при эксплуатации в зоне низких температур.
Технический результат достигается за счет того, что пороховой заряд твердого ракетного топлива, содержащий дно камеры ракетного двигателя (фиг.1, поз.4) и цилиндрические штифты (фиг.1, поз.2) с кольцевой проточкой (фиг.2, поз.5), скрепленные с дном камеры ракетного двигателя эластомерным крепящим материалом, на штифтах при помощи клеевого состава закреплены канальные пороховые элементы, причем штифт вклеен в канал каждого порохового элемента.
В этом пороховом заряде эластомерный крепящий материал (фиг.2, поз.3) представляет собой низковязкую быстроотверждаемую полиуретановую композицию, содержащую следующие компоненты: гидроксилсодержащий полибутадиеновый каучук СКД-ГТРА, 1,4-бутиленгликоль, триметилолпропан, масло трансформаторное, окись цинка, стабилизатор 222-08 или 222-09 и 4,4'- дифенилметандиизоцианат.
Каждый пороховой элемент (фиг.2, поз.1) установлен на штифте (фиг.2, поз.2) до разделительного цилиндрического пояска штифта (фиг.2, поз.6) таким образом, что торцевая поверхность порохового элемента плотно сопряжена с торцевой поверхностью разделительного цилиндрического пояска штифта (фиг.2, поз.6), при этом разделительный цилиндрический поясок штифта имеет диаметр, равный наружному диаметру порохового элемента, и ширину 1-2 мм, а на части штифта, входящей в канал порохового элемента, на расстоянии 1,0-1,5 мм от поверхности, контактирующей с пороховым элементом, выполнена дополнительная кольцевая проточка (фиг.2, поз.7) длиной 3,5-4,2 мм и глубиной 0,25-0,30 мм, заполненная клеевым составом (фиг.2, поз.8), при этом штифты установлены с упором в дно камеры ракетного двигателя (фиг.2, поз.4) путем равномерного погружения в низковязкую быстроотверждаемую полиуретановую композицию (фиг.2, поз.3), а последняя заполняет дно камеры ракетного двигателя до разделительного цилиндрического пояска штифта (фиг.2, поз.6).
Технический результат достигается также за счет того, что на части штифта, входящей в канал порохового элемента, выполнена фаска размером 0,5 мм × 45° (фиг.2, поз.9), при этом соотношение склеиваемой поверхности штифта в канале порохового элемента к общей длине штифта составляет от 0,53 до 0,55.
2
2
2
Низковязкая быстроотверждаемая полиуретановая композиция (фиг.2, поз.3), заполняющая дно камеры ракетного двигателя, обладает в сравнении с резиновой смесью достаточной прочностью 30-50 кгс/см (против 8,8 МПа), относительным удлинением 400-800% (против 250%), модулем упругости 26-36 кгс/см (против 345 кгс/см), а главное преимущество, что температура хрупкости находится ниже минус 78°С (против минус 50°С).
Штифты выполнены из материала СВ АМг 6.5.00 по ГОСТ 7871-75 с покрытием хим окс 3 или из конструкционного термопласта, например полиамида.
Сущность изобретения в том, что предлагаемый пороховой заряд твердого ракетного топлива исключает наличие догораемых остатков ТРТ, т.е. появление вторичного пламени, поскольку исключена заделка пороховых элементов непосредственно в эластомерный крепящий материал, а также обеспечивает надежное крепление штифтов, входящих в канал каждого порохового элемента, с дном камеры ракетного двигателя, за счет использования штифтов особой конструкции и инизковязкой быстроотверждаемой полиуретановой композиции, имеющей низкую температуру хрупкости, что обеспечивает надежность работы порохового твердого ракетного топлива при эксплуатации в зоне низких температур.
Сущность изобретения поясняется следующими чертежами.
Фиг.1 - пороховой заряд твердого ракетного топлива:
1 - пороховой элемент;
2 - штифт;
3 - низковязкая быстроотверждаемая полиуретановая композиция;
4 - дно камеры ракетного двигателя.
Фиг.2 - Цилиндрический штифт:
1 - пороховой элемент;
3 - низковязкая быстроотверждаемая полиуретановая композиция;
4 - дно камеры ракетного двигателя;
5 - кольцевая проточка, заполняемая низковязкой быстроотверждаемой полиуретановой композицией;
6 - разделительный цилиндрический поясок;
7 - дополнительная кольцевая проточка, входящая в канал порохового элемента;
8 - клеевой состав;
9 - фаска 0,5 мм × 45°.
Предлагаемый заряд испытан с положительными результатами на ФКП «Пермский пороховой завод».