РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 1998 года по МПК F02K9/34 

Предполагаемое изобретение относится к области ракетной техники.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива [1], где тепловая защита стального корпуса обеспечивается внутренней футеровкой из стеклотекстолита, что несомненно надежно для стальных двигателей, работающих продолжительное время, но такая теплозащита не приемлема для двигателей, полученных намоткой из композиционного материала, поскольку они, во время работы под действием внутреннего давления, меняют свои геометрические размеры, т.е. увеличиваются в диаметре и удлиняются, а стеклотекстолит имеет малое относительное удлинение, поэтому увеличение геометрических размеров корпуса двигателя приведет к разрушению материала теплозащитного покрытия (стеклотекстолита) и как следствие к прогару двигателя.

Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива [2] с теплозащитным покрытием, расположенным между корпусом двигателя и зарядом и включает внутренние и наружные элементы конструкции, которые связаны своими поверхностями с поверхностями корпуса двигателя и заряда и промежуточный элемент, в виде слоев лент расположенных между внутренними и наружными элементами с перекрытием относительно друг друга, при этом промежуточный элемент имеет поочередно связанные и не связанные клеем части с внутренними поверхностями этих внутренних и наружных элементов.

Такая конструкция ракетного двигателя твердого топлива, применительно к двигателям из композиционного материала имеет свои плюсы и минусы. Здесь стальной корпус двигателя выполняет роль герметичной силовой оболочки, что очень надежно, но по сравнению с корпусом из композиционного материала, имеет большой вес. Выполнение теплозащитного покрытия с внутренним несклеиваемым слоем, для образования пустот, предназначенных для компенсации температурного расширения заряда, для двигателей из композиционного материала ракет малого калибра, неоправданно увеличивает толщину теплозащитного покрытия, что отрицательно влияет на энерговооруженность двигателя, уменьшает коэффициент заполнения двигателя.

Кроме того специальное получение пустот в теплозащитном покрытии обеспечивается очень строгой технологией изготовления, и незначительные отклонения в технологии укладки ТЗП могут привести к прогару двигателя.

Задачей предполагаемого изобретения является повышение энерговооруженности двигателя, путем увеличения коэффициента заполнения двигателя.

Указанная цель достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, состоящий из силовой оболочки, внутреннего теплозащитного покрытия в виде равномерно-расположенных, перекрывающих друг друга кольцевых слоев лент, герметизирующего слоя, расположенного между теплозащитным покрытием и силовой оболочкой, где силовая оболочка выполнена спирально-кольцевой намоткой высокомодульными прядями нитей, преимущественно из органического волокна, а теплозащитное покрытие состоит из нескольких чередующихся слоев полотна герметизирующей фенольно-каучуковой клеящей пленки и расположенных между ними кольцевых слоев ленты марлевой стеклоткани, пропитанной фенольно-каучуковым клеем, причем все слои теплозащитного покрытия обтянуты кольцевым слоем низкомодульных прядей нитей, преимущественно из стекловолокна, при этом направление укладки всех кольцевых слоев теплозащитного покрытия совпадают с направлением потока пороховых газов.

Сущность предполагаемого изобретения заключается в том, что данное техническое решение обеспечивает высокую эластичность теплозащитного покрытия в условиях больших деформаций корпуса РДТТ из композиционного материала, применение одноосновных материалов, уложенных в определенной последовательности без пустот позволяет уменьшить толщину теплозащитного покрытия, повысить при этом эрозионную стойкость теплозащитного покрытия, за счет его последовательного послойного коксования и выноса, без нарушения защитных характеристик остающегося теплозащитного слоя, повысить энерговооруженность двигателя, путем увеличения его коэффициента заполнения.

На фиг. 1 изображен ракетный двигатель твердого топлива.

На фиг. 2 - показана схема последовательности укладки теплозащитного покрытия. Ракетный двигатель твердого топлива состоит из корпуса 1, включающего силовую оболочку 2, выполненную спирально-кольцевой намоткой высокомодульными прядями нитей 5, герметизирующего покрытия 3, состоящего из последнего слоя полотна фенольно-каучуковой клеящей пленки 6, полотна или ленты 7 из марлевой стеклоткани, пропитанной фенольно-каучуковым клеем с обтяжкой 8 из низкомодульных прядей нитей, внутреннего теплозащитного покрытия 4, состоящего из нескольких чередующихся слоев полотна герметизирующей фенольно-каучуковой клеящей пленки 6 и кольцевых слоев ленты марлевой стеклоткани 9, пропитанной фенольно-каучуковым клеем закладных деталей 10, где Б - направление укладки ленты и потока пороховых газов.

Укладка теплозащитного покрытия осуществляется следующим образом. На подготовленную вращающуюся оправку с закладными деталями 10 укладывают герметизирующий слой 8 из полотна фенольно-каучуковой клеящей пленки 6, затем укладывают кольцевыми слоями ленту 9 из марлевой стеклоткани, пропитанной фенольно-каучуковым клеем. В зависимости от условий работы двигателя укладку теплозащитного покрытия 4 повторяют в той же последовательности, набирая достаточную толщину, обеспечивающую надежную, без прогаров, работу двигателя. На последний герметизирующий слой 3 на всю длину укладывают полотно или встык ленту 7 марлевой стеклоткани пропитанную фенольно-каучуковым клеем с последующей обтяжкой 8 низкомодульными стеклонитями. После обтяжки спирально-кольцевой намоткой укладывают силовую оболочку 2 из высокомодульных нитей 5. Затем намотанный двигатель вместе с оправкой отправляют в термопечь для полимеризации. При термообработке герметизирующий слой и кольцевые слои ленты надежно полимеризуются, вследствии однородности клеящего состава, что обеспечивает надежную адгезию между слоями и как следствие герметичность и эластичность теплозащитного покрытия.

Полотно или лента марлевой стеклоткани, пропитанной фенольно-каучуковым клеем, уложенные на последний герметизирующий слой предотвращает порезы герметизирующего слоя низкомодульными стеклонитями обтяжки, что наиболее активно обеспечивает надежность двигателя при работе.

Теплозащитное покрытие должно быть равномерно уложено по всей длине камеры сгорания, этого добиваются за счет укладки ленты из марлевой стеклоткани с определенным шагом в заданном направлении. Применяемое полотно марлевой стеклоткани и лента из него, пропитаны фенольно-каучуковым клеем с массовой долей клея в ткани 65-90%, что обеспечивает высокую эластичность теплозащитного покрытия в условиях больших деформаций корпуса РДТТ. Эластичность ТЗП, отсутствие в нем трещин при деформации корпуса обеспечивает высокую надежность двигателя в целом.

Направление намотки всех слоев ленты должно совпадать с направлением потока пороховых газов, в противном случае газ будет "задирать" (открывать) гребешки лент, что приведет к прогару двигателя.

Теплозащитное покрытие, уложенное слоями, обтягивается кольцевым слоем низкомодульных нитей, пропитанных связующим, т.е. нитей с небольшим модулем жесткости, что при работе двигателя позволяет теплозащитному покрытию "дышать", т.е. незначительно изменять свои геометрические размеры без нарушения самого покрытия. Силовая оболочка двигателя выполнена спирально-кольцевой намоткой высокомодульными нитями из органического волокна, т.е. нитями с большим модулем жесткости, что не дает корпусу двигателя во время работы менять свои геометрические размеры, т.е. ограничивает раздутие корпуса двигателя в продольном и радиальном направлении в пределах заданных размеров, обеспечивая свободный выход ракеты из пускового контейнера без заклинивания двигателя.

При условии выполнения силовой оболочки корпуса целиком из низкомодульных стеклонитей в пределах заданных размеров, из-за большого раздутия корпуса произойдет заклинивание корпуса двигателя в контейнере, чтобы этого не произошло, необходимо обеспечить больший гарантированный зазор между внутренней поверхностью пусковой трубы и корпусом двигателя, что в свою очередь приведет к уменьшению внутреннего диаметра двигателя, уменьшив его коэффициент заполнения.

Использование: в области ракетной техники. Сущность: в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, состоящий из силовой оболочки, внутреннего теплозащитного покрытия в виде равномерно-расположенных, перекрывающих друг друга кольцевых слоев лент, герметизирующего покрытия расположенного между теплозащитным покрытием и силовой оболочкой, где силовая оболочка выполнена спирально-кольцевой намоткой высокомодульными прядями нитей из органического волокна, а теплозащитное покрытие состоит из нескольких чередующихся слоев полотна герметизирующей фенольно-каучуковой пленки и расположенных между ними кольцевых слоев ленты марлевой стеклоткани, пропитанной фенольно-каучуковым клеем, причем все слои теплозащитного покрытия обтянуты кольцевым слоем низкомодульных прядей, нитей из стекловолокна, при этом направление укладки всех кольцевых слоев теплозащитного покрытия совпадают с направлением тока пороховых газов. 2 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, состоящий из силовой оболочки, внутреннего теплозащитного покрытия в виде равномерно-расположенных, перекрывающих друг друга кольцевых лент, герметизирующего покрытия, расположенного между теплозащитным покрытием и силовой оболочкой, отличающийся тем, что в нем силовая оболочка выполнена спирально-кольцевой намоткой высокомодульными прядями нитей из органического волокна, а теплозащитное покрытие состоит из нескольких чередующихся слоев полотна герметизирующей фенольно-каучуковой клеящей пленки и расположенных между ними кольцевых слоев ленты марлевой стеклоткани, пропитанной фенольно-каучуковым клеем, при этом на всю длину последнего герметизирующего слоя уложено полотно или лента в стык марлевой стеклоткани, пропитанной фенольно-каучуковым клеем, причем все слои теплозащитного покрытия обтянуты кольцевым слоем низкомодульных прядей нитей из стекловолокна, при этом направление укладки всех кольцевых слоев теплозащитного покрытия совпадает с направлением потока пороховых газов.