способ защиты ракетного двигателя твердого топлива со скрепленным с корпусом зарядом

Формула изобретения

Способ защиты ракетного двигателя твердого топлива со скрепленным с корпусом зарядом, включающий наддув заряда, выдержку заряда под давлением, отличающийся тем, что наддув осуществляют путем газонасыщения топлива легко растворимым в нем газом, выдержку заряда под давлением проводят до достижения равновесной концентрации газа с последующим диффузионным удалением его путем управляемого снижения давления газа.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам защиты ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) со скрепленным с корпусом зарядом от воздействия эксплуатационных нагрузок.

Особую актуальность в области ракетной техники в последнее время приобретает решение проблем увеличения гарантийных сроков и расширения температурных условий эксплуатации разрабатываемых и эксплуатируемых РДТТ. Ключевым элементом решения этих проблем является обеспечение прочностей работоспособности твердотопливных зарядов.

Известные способы обеспечения прочности в краевой зоне скрепления заряда с корпусом предлагают введение эластичных прокладок [1]. Однако, это приводит к увеличению пассивного веса изделия и не разгружает канал изделия от окружных растягивающих деформаций. Другие способы увеличения прочностей работоспособности РДТТ предлагают увеличение предельной деформации материала в приканальных слоях заряда за счет эффектов пластификации [2] или нанесение тонкого защитного покрытия на открытую поверхность канала [3]. Обеспечивая прочностную работоспособность канала, эти способы являются технологически трудоемкими и не устраняют опасность разрушения на границе скрепления заряд-корпус.

Очевидно, наиболее эффективными способами и технологиями повышения работоспособности ракетного двигателя являются способы и технологии изготовления максимально разгруженных конструкций, скрепленных с корпусом зарядов, позволяющие:

- устранить опасные зоны, в которых реализуются отрывные напряжения и растягивающие деформации;

- реализовать максимально возможные предельные механические характеристики материала заряда.

Наиболее близким к заявляемому является способ защиты от эксплуатационных напряжений [4] , предлагающий подводить в камеру РДТТ инертный газ, который должен находиться во внутриканальной области заряда в течение всего периода эксплуатации двигателя. Этот способ действительно позволяет устранить растягивающие температурные контактные напряжения в области скрепления заряда с корпусом двигателя. Однако предлагаемая схема наддува не разгружает зону канала заряда от растягивающих температурных деформаций. Напротив, при наддуве зона канала дополнительно растягивается вследствие деформирования корпуса и сжимаемости материала заряда от действия давления газа, вводимого в свободную полость двигателя. Это является одним из существенных недостатков предложенного в прототипе способа, реализующего компенсацию температурных контактных напряжений, так как канал скрепленного с корпусом заряда является одной из наиболее опасных зон в процессе предстартовой эксплуатации.

К недостаткам прототипа следует также отнести необходимость контроля и обеспечения поддержания заданного уровня внутрикамерного давления в процессе всего периода эксплуатации, что требует проведения дополнительных регламентных работ.

Задачей настоящего изобретения является повышение прочностной работоспособности и ресурса прочности заряда путем обеспечения не только компенсации отрывных напряжений на границе скрепления, но и снижения уровня растягивающих деформаций и повышения деформативности топлива в области, прилегающей к каналу заряда.

Поставленная задача решается предлагаемым способом защиты ракетного двигателя твердого топлива со скрепленным с корпусом зарядом, включающим наддув заряда путем газонасыщения топлива легко растворимым в нем газом, выдержку заряда под давлением до достижения равновесной концентрации газа с последующим диффузионным удалением его путем управляемого снижения давления газа.

При снижении давления газа происходит частично обратимое объемное расширение заряда, следствием которого является возникновение в системе заряд-корпус сжимающих контактных напряжений и уменьшение диаметра канала. Эти эффекты компенсируют растягивающие эксплуатационные поля напряжений и деформаций в заряде.

Наряду с объемным расширением принудительное газонасыщение и последующее диффузионное удаление газа приводят к увеличению предельной деформации, что связано с созданием более однородного поля микронапряжений в структуре материала заряда.

Оба отмеченных явления (объемное расширение и увеличение предельной деформации) приводят к повышению прочностной работоспособности заряда в процессе эксплуатации.

Сравнение предложенного способа защиты РДТТ со скрепленным с корпусом зарядом с прототипом показывает, что предложенный способ характеризуется использованием для наддува легко растворимого в топливе инертного газа (в прототипе - труднорастворимый газ), иной значительно меньшей, продолжительностью выдержки заряда под давлением, кроме того, в отличие от прототипа, газ диффузионно удаляют путем управляемого снижения его давления.

Следовательно, заявляемый способ соответствует критерию "новизна".

При изучении известного уровня техники не было выявлено документов, описывающих заявляемые изобретением преобразования, характеризуемые отличительными от прототипа признаками, обеспечивающие не только компенсацию отрывных напряжений на границе скрепления заряда с корпусом двигателя, но и снижение уровня растягивающих деформаций и повышение деформативности топлива в области, прилегающей к каналу заряда.

Только предлагаемая совокупность признаков позволяет достичь объемного расширения заряда и увеличения его предельной деформации, что, в свою очередь, компенсирует отрывные напряжения и снижает уровень растягивающих деформаций. Это позволяет сделать вывод о причинно-следственной связи между предлагаемой совокупностью признаков и достигаемым техническим результатом. Такая совокупность признаков, повышающих работоспособность ракетного двигателя, не следует из анализа состояния развития современной ракетной техники и не является очевидной для специалистов в области ракетостроения, так как повышенная объемная податливость и сжимаемость топлива традиционно считались нежелательными явлениями для зарядов РДТТ. Это дает основание считать данное техническое решение обладающим изобретательским уровнем.

Заявляемый способ используют следующим образом. К РДТТ через штуцер присоединяют баллон с растворимым в топливе газом (например, углекислым газом (CO₂). Редуктором задается выбранный уровень давления газа в канале заряда. Заряд под давлением выдерживают заданное время. Затем проводят управляемое снижение давления газа в канале заряда. После стабилизации объемных изменений РДТТ сдается в эксплуатацию и не требует проведения дополнительных регламентных работ. Способ применим для серийных РДТТ, находящихся в эксплуатации, или для вновь изготовляемых РДТТ.

Проведенная серия лабораторных испытаний образцов твердого топлива, имеющего механические характеристики:

модуль деформации - E = 3,28 МПа,

прочность - - 0,43 МПа,

предельная деформация - = 31,1%

(условия испытаний T= 293^o и

скорость деформации - 10^-3 с^-1)

позволила детально исследовать процессы, происходящие при газонасыщении и последующем диффузионном удалении газа.

Для испытаний использовались модельные образцы диаметром 90 мм, толщиной 30 - 80 мм. Газонасыщение проводилось путем выдержки образцов в камере с CO₂ (давлении P = 0,5; 1,0; 1,5 МПа) в течение времени, соответствующего достижению равновесной по объему образца концентрации углекислого газа. После управляемого сброса давления (скорость сброса 0,001 - 0,003 МПа/с) происходит увеличение объема образцов топлива. Уровень объемных изменений достигал = 10 - 100% в зависимости от условий ограничений перемещений по координатным плоскостям, исходной газовой концентрации, жесткостных характеристик материалов и условий сброса давления.

Кинетика развития процесса объемных изменений после газонасыщения имеет немонотонный характер. Уровень остаточных объемных изменений составляет 1 - 6%.

Микроструктурный анализ показал, что в процессе объемного расширения в образце твердого топлива образуются когезионные расслоения, которые изменяют структуру материала и приводят к существенному изменению механических свойств за счет более оптимального использования ресурса характеристик связующего.

Проведенные исследования (более 40 различных режимов газонасыщения, сброса давления и ограничений перемещений) показали, что после стабилизации объемных изменений происходит существенное размягчение (K = E/E_исх. = 0,25 - 0,40), незначительное разупрочнение (K= /_исх = 0,90 - 1,1) и существенное увеличение предельной деформации (K= /_исх= 1,35 - 2,1) твердого топлива,

где E_исх., E - модуль Юнга исходного и обработанного материала;

_исх, - прочность исходного и обработанного материала;

_исх, - предельная деформация исходного и обработанного материала.

Анализ влияния отмеченных изменений параметров механического состояния образца твердого топлива после газонасыщения на напряженно деформированное состояние скрепленного с корпусом заряда показал, что:

1. Остаточное необратимое объемное расширение приводит к реализации условий всестороннего сжатия заряда, которые компенсируют (частично или полностью) растягивающие эксплуатационные деформации на канале и отрывные напряжения в зоне скрепления заряда с корпусом, возникающие в процессе предстартовой эксплуатации. Повышается запас прочности, показатели надежности и гарантийные сроки эксплуатации зарядов.

2. Размягчение материала заряда приводит к снижению действующих полей напряжений, а увеличение предельных деформаций приводит к увеличению запаса прочности в зоне канала заряда на этапе предстартовой деформации.

Количественный эффект влияния газонасыщения на увеличение ресурса работоспособности заряда зависит, главным образом, от концентрации и общего количества растворенного газа, жесткостных характеристик материала заряда и конструкции заряда.

Таким образом, из приведенного выше примера конкретного исполнения следует что, предлагаемый способ является практически реализуемым и промышленно применимым.

Источники информации

1. Патент Великобритании N 1333100, кл. F 02 K 9/04, опубл. 1973 г.

2. РЖ "Авиационные и ракетные двигатели", N 4, 1974, реферат 4.34.134.

3. Патент Великобритании N 1332905, кл. F 02 K 9/04, опубл. 1973 г.

4. Акц. заявка Японии N 48-9281, кл. F 02 K 9/04, опубл. 1973 г.