ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА Российский патент 2005 года по МПК F02K9/32 

Изобретение относится к военной технике и, в частности, к ракетным двигателям (РД) с зарядами из смесевых твердых топлив, прочно скрепленными со стенками корпуса РД с помощью защитно-крепящего слоя (ЗКС).

Объект изобретения представляет собой заряд ракетного твердого топлива, прочно скрепленный с корпусом ракетного двигателя с помощью защитно-крепящего слоя, предназначенный для эксплуатации в широком диапазоне температур (от минус 60 до 60°С).

Одним из наиболее сложных вопросов разработки зарядов ракетного твердого топлива является обеспечение прочного скрепления заряда с корпусом ракетного двигателя.

Прочность скрепления заряда твердого топлива во многом зависит от схемы защитно-крепящего слоя и способа скрепления заряда с корпусом, а также применяемых при этом материалов. Применяемые материалы должны обеспечить хорошую адгезию как к корпусу ракетного двигателя, так и к поверхности заряда твердого топлива.

Весьма важное значение для надежного крепления топливного заряда к корпусу имеет правильно выбранная толщина защитно-крепящего слоя, которая зависит от конструкции заряда и материала корпуса. При малой толщине защитно-крепящего слоя трудно обеспечить сплошность покрытия по всей поверхности, даже незначительные утолщения слоя ЗКС при формировании его и последующей шероховке могут привести к образованию несплошности и сквозным дефектам.

Чрезмерное утонение ЗКС, тем более сквозные дефекты в материале ЗКС особенно недопустимы на органопластиковых корпусах, герметичность которых обеспечивается защитно-крепящим слоем соответствующей толщины. Завышение толщины ЗКС помимо увеличения пассивного веса ракетного двигателя вызывает значительное обеднение пластификатором пристенных слоев топлива и соответствующее ухудшение его механических свойств.

В мировой зарубежной и отечественной практике широко используются заряды ракетного твердого топлива, содержащие корпус, прочно скрепленный с ним топливный заряд, защитно-крепящий состав (см. патенты США №4601862, кл. C 06 D 21/00, 1987 г., №3578520, кл. В 32 В 5/20, 1972 г., патент Японии 49-25324, кл. С 06 D 1/04, 1975 г., заявка ФРГ №2444930, кл. C 06 D 5/00, 1978 г.).

Данные технические решения предусматривают двухслойный защитно-крепящий состав - это теплозащитное покрытие (ТЗП) требуемой толщины, которым выложена внутренняя поверхность корпуса, и нанесенный на поверхность ТЗП адгезионный слой, предназначенный крепить заряд ракетного топлива к стенкам корпуса двигателя.

Выполнение ЗКС из двух слоев усложняет конструкцию двигателя, а также технологию изготовления зарядов ракетного твердого топлива и повышает стоимость производства. Общим признаком с предлагаемым автором зарядом ракетного твердого топлива является наличие в составе заряда корпуса, прочно скрепленного с ним топливного заряда и защитно-крепящего слоя.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату к заявленному техническому решению является конструкция заряда по патенту России №2166660, кл. 7 F 02 К 9/32, 2000 г., принятая за прототип.

Конструкция заряда по патенту №2166660 содержит корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд. Топливный заряд скреплен с корпусом одним защитно-крепящим слоем постоянной толщины и торцевыми манжетами, основа которых по химическому составу соответствует основе топливного заряда и выполнена из полидиенуретанэпоксида. Одним из недостатков такого защитно-крепящего слоя является то, что одинаковая связующая основа топлива и ЗКС, обеспечивая благоприятные условия для формирования прочного адгезионного шва между ними, в то же время предопределяет значительную миграцию в ЗКС пластификатора, входящего в состав топлива. Обеднение топлива пластификатором ухудшает его механические характеристики и может привести к аномальной работе двигателя. Другим недостатком ЗКС на основе полидиенуретанэпоксида является относительно низкая эрозионная стойкость, поэтому область применения его ограничена ракетными двигателями с зарядами из малопластифицированных топлив, отличающихся непродолжительным временем работы (5-10 с) и малыми скоростями газового потока (10-30 м/с), корпуса которых имеют цилиндрическую форму. Кроме того, ЗКС наносится на корпус методом заливки с последующим отверждением при вращении корпуса, что является неприемлемым для корпусов сложной геометрической формы (конус, сфера и т.п.), а также при переменной толщине ЗКС. ЗКС из полидиенуретанэпоксида в момент нанесения представляет собой жидкую композицию с вязкостью 1800-2000 пуаз при температуре 20°С и непригоден для намоточной технологии корпусов ракетных двигателей из композиционных материалов.

Задачей заявляемого технического решения является разработка конструкции заряда ракетного твердого топлива, обладающего более высокими техническими характеристиками во всех условиях эксплуатации, повышенной технологичностью по сравнению с прототипом и пригодного как для металлических корпусов, так и корпусов из композиционных материалов.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией заряда ракетного твердого топлива являются: наличие корпуса, заряда ракетного твердого топлива и защитно-крепящего слоя, а также одинаковая схема крепления топливного заряда к корпусу РД с помощью защитно-крепящего слоя, выполняющего одновременно функции теплозащиты корпуса и крепящего состава.

Технический результат достигается за счет того, что заряд ракетного твердого топлива скреплен с корпусом одним защитно-крепящим слоем толщиной 0,1·10^-2÷2,0·10^-2 наружного диаметра заряда, имеющим в качестве связующей основы высокопрочный этиленпропилендиеновый каучук, в котором порошкообразный наполнитель представляет собой смесь углерода ПМ-75 в количестве 25,0-35,0 массовых частей и двуокиси кремния (белая сажа) марки БС-120 в количестве 45,0-55,0 массовых частей.

Для увеличения времени хранения каландрованной резиновой смеси и повышения технологических свойств ее в состав резины введены в качестве адгезионной добавки альтакс в количестве 1,6-4,0 массовых частей и пара-хинондиоксим (n-ХДО) в количестве 0,8-2,0 массовых частей. Указанные добавки не взаимодействуют с компонентами резиновой смеси в условиях ее хранения. При повышенной температуре в условиях вулканизации резиновой смеси и формирования ЗКС на корпусе происходит реакция между альтаксом и пара-хинондиоксимом с образованием пара-динитрозобензола (n-ДНБ) по следующей схеме:

Таким образом, образование реакционно-активного n-ДНБ в составе ЗКС, служащего адгезионой добавкой, происходит после нанесения ЗКС на корпус РД.

Дополнительно в резину введен модификатор адгезии - цианурат меламина в количестве 1,3-2,0 массовых частей, что позволило значительно снизить количество адгезионных добавок (n-ХДО и альтакс).

Новое конструктивное исполнение отдельных узлов и деталей заряда ракетного твердого топлива, а также применение новых композиционных материалов приводят к получению нового технического результата по сравнению с прототипом, а именно:

- применение в качестве полимерной основы ЗКС высокопрочного этиленпропилендиенового сополимера - каучука СКЭПТ-50 вместо каучука ПДИ-3А в прототипе, отличающегося высокой когезионной прочностью благодаря высокому содержанию в своем составе пропиленовых звеньев, позволяет повысить когезионную прочность резиновой смеси и расширить область его применения для смесевых топлив нового поколения;

- введение в состав материала ЗКС порошкообразных наполнителей - смеси углерода марки ПМ-75 и двуокиси кремния (белая сажа) марки БС-120 позволяет использовать его как для металлических, так и стеклоорганопластиковых корпусов ракетных двигателей любой конфигурации, включая корпуса с переменной толщиной слоя ЗКС (0,1·10^-2÷2,0·10^-2 наружного диаметра заряда по длине корпуса).

Указанные границы толщины ЗКС установлены расчетно-экспериментальным путем в результате многочисленных исследований и испытаний. При толщине слоя ЗКС ниже установленной величины возможны оголения поверхности корпуса при механической обработке (шероховке), что может привести к прогару корпусов при работе двигателя, а кроме того, на стеклоорганопластиковых корпусах к нарушению их герметичности. Превышение же толщины ЗКС выше установленного значения приведет к изменению физико-механических характеристик прилегающего к ЗКС слоя топлива до недопустимого уровня из-за обеднения его пластификатором в результате миграции последнего в ЗКС, что приводит к снижению вероятности безотказной работы заряда вплоть до его прочностного разрушения;

- введение в состав ЗКС адгезионной добавки смеси парахинондиоксима и альтакса позволяет улучшить технологические свойства резиновой смеси благодаря исключению эффекта подвулканизации последней при хранении;

- введение в состав ЗКС одновременно с адгезионной добавкой модификатора адгезии - цианурата меламина позволяет обеспечить надежную адгезию к смесевым твердым топливам на основе каучука ПДИ-3А с различной степенью пластификации.

Сущность изобретения заключается в том, что заряд ракетного твердого топлива, изображенный на фиг.1, состоит из стеклоорганопластикового корпуса 1 сложной геометрической формы, жестко скрепленного с ним топливного заряда 2, защитно-крепящего слоя 3 и торцевых манжет 4 и 5.

В отличие от прототипа, в предлагаемом изобретении основу защитно-крепящего слоя и торцевых манжет составляет высокопрочный этиленпропилендиеновый каучук СКЭПТ-50 с высокой когезионной прочностью благодаря высокому содержанию в своем составе пропиленовых звеньев, в который введены: пластификатор диоктилсебацинат, сера, тиурам, каптакс, окись цинка, сажа ДГ-100 и новые компоненты: пара-хинондиоксим, альтакс, цианурат меламина, порошкообразные наполнители, сажа марки ПМ-75 и двуокись кремния (белая сажа) марки БС-120, при этом толщина защитно-крепящего слоя составляет от 0,1·10^-2÷2,0·10^-2 наружного диаметра заряда и может изменяться по длине корпуса в этих же пределах.

Сущность изобретения поясняется также фиг.2, на которой приведен график зависимости долговременной прочности адгезионного соединения «корпус+ЗКС+топливо» в зависимости от отношения толщины ЗКС к наружному диаметру топливного заряда. Указанный график построен на базе данных, полученных в результате экспериментальных исследований и измерений.

Компонентный состав предлагаемого материала ЗКС и его механические и адгезионные характеристики по отношению к топливам, например, на основе каучука ПДИ-3А приведены в таблице.

Таблица
Сравнительные характеристики предлагаемого ЗКС и прототипаПараметрПрототипПредлагаемый состав ЗКСПример 1Пример 2Пример 312345Компонентный состав, массовых частей    Полидиенуретанэпоксидный каучук ПДИ-3А100---Малеиновый ангидрид1-3---Изо-метилтетрагидрофталевый ангидрид1-3---Углерод технический15-30---Глицидол0,75-1,5---Фенил-β-нафтиламин1,0-1,5---

12345Этиленпропилендиеновый каучук марки СКЭПТ-50-17585100Тиурам-1,31,51,8Сера-1,52,02,5Стеарин-0,71,01,2Каптакс-0,30,50,7Окись цинка-4,85,05,2Двуокись кремния (сажа белая) БС-120-45,050,055,0Углерод технический ПМ-75-35,030,025,0П-ХДО-0,81,02,0Альтакс-1,62,04,0Цианурат меламина-1,31,52,0Диоктилсебацинат (ДОС)-52025Свойства: Прочность на отрыв адгезионного соединения «ЗКС-топливо типа ПД», МПа, при температурах:    500,380,480,420,51200,561,281,491,95минус 504,256,463,683,98

12345Прочность при разрыве при температуре 20°С, МПа3,264,123,924,06Относительное удлинение при разрыве, при температуре 20°С, %246,1281,0383,0405,0Равновесная степень набухания при температуре 60°С в пластификаторах топлива, % ДОС90353332ОСФ150495048Допустимая скорость газового потока, м/с.10-30150150150

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями изделий, изготовленных в соответствии с предлагаемым изобретением.

Таким образом, все перечисленные конструктивные особенности заявляемой конструкции заряда ракетного твердого топлива и примененные в нем новые, современные композиционные материалы позволяют обеспечить его высокую надежность, расширить диапазон его применения, включая наряду с металлическими корпусами и корпуса на основе композиционных материалов, а также повысить технологичность изготовления.

В настоящее время разработана конструкторская документация, намечается серийное производство.

Заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, жесткоскрепленный с корпусом топливный заряд и защитно-крепящий слой. Защитно-крепящий слой представляет собой листовой каландрованный материал и изготовлен на основе высокопрочного этиленпропилендиенового каучука с порошкообразными наполнителями из углерода технического и двуокиси кремния, а также адгезионными добавками: пара-хинондиоксимом, альтаксом и циануратом меламина. Изобретение позволит использовать заряд твердого топлива для металлических корпусов и для корпусов из композиционных материалов. 1 табл., 2 ил.

Заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, жесткоскрепленный с ним топливный заряд и защитно-крепящий слой, отличающийся тем, что защитно-крепящий слой, имеющий толщину 0,1·10^-2-2,0·10^-2 наружного диаметра заряда и представляющий собой листовой каландрованный материал, изготовлен на основе высокопрочного этиленпропилендиенового каучука с порошкообразными наполнителями из углерода технического в количестве 25,0-35,0 мас.ч. и двуокиси кремния в количестве 45,0-55,0 мас.ч. и адгезионными добавками: парахинондиоксимом в количестве 0,8-2,0 мас.ч., альтаксом в количестве 1,6-4,0 мас.ч. и циануратом меламина в количестве 1,3-2,0 мас.ч.