ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ROCKET ENGINE SOLID PROPELLANT CHARGE

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), преимущественно с канальными вкладными зарядами твердого ракетного топлива (ТРТ).
Известны конструкции канальных зарядов ТРТ и РДТТ по патентам RU 2178092, RU 2211352, US 2305790, FR 2731471, RU 2221159, RU 2336431, RU 2305790, RU 2303153, а также - Дюнзе М.Ф. и др. Ракетные двигатели на твердом топливе, М., 1962 г., стр.31.
Конструкции указанных зарядов при работе РДТТ подвергаются значительным газодинамическим и прямым механическим нагрузкам, за счет высокого продольного перепада давления в камере сгорания РДТТ и высокого уровня осевых перегрузок при полете ракет. Известные вышеуказанные конструкции зарядов - свободно вложенные в корпус двигателя - испытывают высокие напряжения на опорном сопловом торце, а конструкции зарядов, скрепленных с втулкой, присоединенной к переднему днищу двигателя - испытывают высокие отрывные усилия от облицовки втулки.
Конструкция заряда по пат. RU 2303153 МПК F02K 9/36 с приоритетом от 18.08.2005 г., опубликован 20.07.2007, принята авторами за прототип. Конструкция прототипа обеспечивает надежную работоспособность заряда при отрывных усилиях ~1000…1500 кг. Однако некоторые РДТТ, в первую очередь для авиационных штурмовых ракет, подвергаются воздействию повышенной осевой перегрузки, до 150 ед и более, и соответственно более высоким отрывным нагрузкам.
Технической задачей изобретения является повышение надежности РДТТ, снаряженного канальным зарядом всестороннего горения, скрепленного с передним днищем двигателя через вклеенную в канал заряда втулку, за счет увеличения отрывного усилия заряда от втулки.
Технический результат изобретения достигается в конструкции патентуемого заряда твердого топлива для ракетного двигателя, включающего шашку с центральным каналом, в коническую расточку которой со стороны переднего торца заряда установлена скрепленная с передним днищем ракетного двигателя коническая втулка из несгораемого материала, прочно скрепленная с поверхностью расточки канала. На наружной конической поверхности втулки (Фиг.1) выполнены кольцевые выступы, а наружная поверхность втулки облицована полимерным материалом, например, на основе ацетилцеллюлозы либо этилцеллюлозы, имеющим сродство к твердому топливу. Скрепление облицованной поверхности втулки с поверхностью расточки канала шашки выполнено лаком на основе полимерного материала облицовки. При этом внешняя поверхность втулки выполнена гофрированной-волнообразной за счет пластической деформации поверхности шашки при установке втулки с гофрированной поверхностью облицовки в расточку канала шашки с глубиной впадин-выступов Δ (Фиг.2) 1,0…2,5 мм.
Ширина кольцевых выступов (В) втулки и расстояния между ними (L) предпочтительно выполнены (Фиг.1) с учетом соотношений: B/L=0,3…0,5, а высота выступов (Н) в пределах (0,3…1,0)L. При этом в качестве материала втулки предпочтительно использована сталь.
Технический результат изобретения заключается также в реализации гофрированной поверхности облицованной втулки. При установке (вклеивании) такой втулки в расточку канала шашки, контактная поверхность «шашка ТРТ - облицовка втулки» реализуется в виде волнообразной поверхности. Фактической реализации указанного профиля контактной поверхности способствует использование (применение) в качестве адгезионного подслоя лаков на основе полимерного материала облицовки: ацетил - либо этилцеллюлозы, либо соединений на их основе, предварительно (до вклейки), размягчающих поверхность ТРТ конической расточки заряда.
Осуществление «волнообразного» контакта облицовки втулки с расточкой канала заряда увеличивает площадь скрепления поверхности втулки с расточкой канала, а следовательно, адгезионную прочность скрепления заряда и втулки в целом. Это способствует увеличению отрывного усилия заряда ТРТ от втулки и позволяет уменьшить ее длину, что способствует повышению коэффициента весового совершенства двигателя.
Сущность изобретения заключается в обеспечении повышенного качества скрепления облицовки втулки с расточкой канала заряда ТРТ. Указанный эффект достигается за счет получения при покрытии втулки полимерным материалом (ацетилцеллюлозным, этилцеллюлозным) гофрированной поверхности облицованной втулки. Гофрированность втулки (Фиг.2) в пределах Δ=1,0…2,5 мм достигается за счет оптимального соотношения размеров втулки - В (ширина кольцевых выступов), Н (высота кольцевых выступов), L (расстояние между кольцевыми выступами). В этом случае при установке (вклеивании) втулки в расточку канала шашки происходит частичная пластическая деформация поверхности шашки ТРТ, контактная поверхность шашки и облицовки втулки реализуется в виде волнообразной поверхности (Фиг.3), что позволяет повысить отрывное усилие заряда от втулки, за счет увеличения площади контакта «облицовка втулки - ТРТ».
При этом, обеспечивая соотношение H/L>0,3, осуществляется «реальный» прирост поверхности контакта, а при соотношении H/L>1 не обеспечивается качественное заполнение впадин втулки топливом заряда. При соотношении B/L<0,3 существенно снижается прочность кольцевых выступов на смятие, а соотношении B/L>0,5 нецелесообразно, так как ведет к уменьшению количества выступов, не принося никакой практической выгоды.
Патентуемое изобретение поясняется чертежами:
Фиг.1. Профиль втулки по патентуемому изобретению.
1 - втулка, В - ширина кольцевого выступа втулки, Н - высота выступа втулки, L - расстояние между выступами втулки.
Фиг.2. Общий вид скрепления втулки с поверхностью заряда для патентуемой конструкции.
2 - облицовка втулки, Δ - высота (глубина) выступов-впадин по облицовке втулки
Фиг.3. Патентуемая конструкция заряда.
3 - заряд ТРТ, l - длина вклеенного в расточку канала участка втулки.
Эффективность конструкции оценивалась на заряде из баллиститного твердого ракетного топлива:
Наружный диаметр - 134 мм
Диаметр канала - 37,0 мм
Длина - 1500 мм
Масса - 15 кг
Втулка: материал - сталь; профиль выступов Н=4 мм, В=2 мм, L=5 мм, l=80 мм
Фактический уровень разрушающей нагрузки составил 3000…3200 кг.
Эффективность предлагаемой конструкции подтверждена стендовыми испытаниями заряда в составе РДТТ и летными испытаниями ракет в температурном диапазоне эксплуатации ±60°С.