заряд ракетного твердого топлива

Формула изобретения

Заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд и защитно-крепящий слой, выполняющий функции теплозащитного покрытия и крепящего слоя, отличающийся тем, что в состав защитно-крепящего слоя, имеющего толщину 0,110^-2-2,510^-2 наружного диаметра заряда и представляющего собой листовой каландрованный материал на основе этиленпропилендиенового каучука с наполнителем из асбеста хризотилового введен диоктилсебацинат в количестве 3-30 мас. ч. и парадинитрозобензол в количестве 2-10 мас. ч.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к военной технике и, в частности, к ракетным двигателям (РД) с зарядами из смесевых твердых топлив, прочноскрепленных с корпусом РД с помощью защитно-крепящих слоев (ЗКС).

Объект изобретения представляет собой прочноскрепленный с корпусом ракетного двигателя заряд из смесевого твердого топлива, предназначенный для эксплуатации в широком диапазоне температуры (от - 60 до 60^oС).

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

Надежность скрепления определяется прочностью и долговечностью адгезионного соединения топлива с корпусом и во многом зависит от схемы защитно-крепящего слоя и способа скрепления заряда с корпусом, а также применяемых при этом материалов.

Важное значение для надежного скрепления заряда с корпусом имеет также правильно выбранная толщина ЗКС.

В зарубежной и отечественной практике широко используются заряды ракетного твердого топлива, содержащие корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд, защитно-крепящий слой со следующей схемой крепления зарядов твердого топлива к стенкам ракетного двигателя: вначале на внутреннюю поверхность корпуса наносится теплозащитное покрытие требуемой толщины, а затем на это покрытие наносится крепящий слой, обеспечивающий прочное крепление заряда к корпусу двигателя в процессе отверждения топлива (см. патент Японии 49-25324, кл. С 06 D 1/04, 1975 г., заявка ФРГ 2444930, кл. С 08 D 5/00, 1978 г., патент США 4601862, кл. С 06 D 21/00, 1987 г.).

Данные технические решения предусматривают двухслойное защитно-крепящее покрытие: наличие теплозащитного слоя и адгезионного слоя, крепящего заряд твердого топлива к теплоизолированной внутренней поверхности корпуса двигателя.

Наличие двух слоев усложняет конструкцию, технологию изготовления зарядов твердого топлива и ведет к увеличению стоимости их производства.

Такими же недостатками обладает конструкция ракетного двигателя с теплозащитным и адгезионным покрытием по патенту США 3578520, кл. НКИ 156-79, МКИ В 32 В 5/20, РЖ "Авиационные и ракетные двигатели" 1, 1972 г. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд ракетного твердого топлива, теплозащитный слой и адгезионный слой для качественного крепления заряда ракетного твердого топлива в корпусе. Теплозащитный слой выполняет одновременно и функцию крепящего слоя. Основу этого слоя составляют силиконы и смеси силикона с эпоксидами. Второй, дополнительный слой - это слой смолы, расположенный между первым теплозащитным слоем и зарядом твердого топлива для улучшения адгезии между ними.

Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом ракетного твердого топлива является наличие в составе заряда корпуса, жестко скрепленного с ним топливного заряда, защитно-крепящего слоя.

Значительный технико-экономический эффект может быть достигнут при выполнении защитно-крепящего покрытия из одного материала, сочетающего функции теплозащитного покрытия и крепящего слоя. В этом случае материал покрытия должен обладать высокой эрозионной стойкостью к действию продуктов сгорания металлизированного твердого топлива, обеспечивать требуемую толщину покрытия, в том числе и переменную по длине корпуса, включая участки со сложной конфигурацией.

В настоящее время для зарядов ракетных двигателей широко используются топлива на основе полидиенуретанэпоксидного каучука ПДИ-ЗА, сохраняющие эластичное состояние до температуры - 60^oС. Для крепления зарядов из таких топлив к корпусам ракетных двигателей необходим ЗКС, обеспечивающий требуемый уровень адгезии топлива к поверхности корпуса в интервале температуры от - 60 до 60^oС.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату к заявляемому техническому решению является конструкция заряда ракетного твердого топлива по патенту России N2166660, кл. 7 F 02 К 9/32, 2000 г. , принятая авторами за прототип. Заряд 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.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией заряда ракетного твердого топлива являются наличие корпуса, заряда твердого ракетного 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.

Одним из недостатков защитно-крепящего состава 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 пластификатора, входящего в состав топлива, в ЗКС, что вызывает ухудшение механических характеристик топлива в пограничном слое и может привести к аномальной работе двигателя.

Другим недостатком ЗКС на основе полидиенуретанэпоксида является относительно низкая эрозионная стойкость.

Следует отметить также, что данный состав, наносимый путем заливки с последующим отверждением при вращении корпуса, неприемлем для корпусов сложной геометрической формы (конус, сфера и т.п.) и больших габаритов, а также при переменной толщине ЗКС.

Область применения защитно-крепящих составов на основе полидиенуретанэпоксида ограничена, как правило, ракетными двигателями с непродолжительным временем работы (5-10 с) и малыми скоростями газового потока (10-30 м/с), корпуса которых имеют цилиндрическую форму, а топливо отличается малой степенью пластификации.

В отличие от прототипа в предлагаемой авторами конструкции заряда ракетного твердого топлива крепление заряда к корпусу осуществляется при помощи адгезионноспособного, пластификаторостойкого материала с повышенной термозащитной способностью и достаточно высокой морозостойкостью, обеспечивающего надежное крепление зарядов как из малопластифицированных, так и высокопластифицированных смесевых твердых топлив на основе полидиенуретанэпоксидных каучуков с корпусами любой конфигурации, включая корпуса с переменной толщиной ЗКС. При этом разрабатываемый материал должен представлять собой каландрованный листовой материал (резиновая смесь), которым выкладывается внутренняя поверхность корпуса с последующей вулканизацией резиновой смеси при повышенных температуре (140-170^oС) и давлении (5-15 кгс/см²) с одновременной приклейкой его к корпусу РД.

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 существующими образцами.

Технический результат достигается за счет того, что в заряде ракетного твердого топлива топливный заряд скреплен с корпусом одним защитно-крепящим слоем толщиной 0,110^-2-2,510^-2 наружного диаметра заряда и может изменяться по длине в этих же пределах, в материал которого введено бифункциональное соединение пара-динитрозобензол (п-ДНБ), в количестве 2-10 мас.ч., который обеспечивает создание дополнительных химических связей между ЗКС и топливом благодаря сшиванию углеводородных цепей последнего по двойным связям. При введении п-ДНБ в состав достигается повышение адгезии ЗКС по отношению к топливам на основе каучука ПДИ-ЗА. При этом введение п-ДНБ в состав позволяет обеспечить когезионный характер разрушения шва "ЗКС-топливо" по материалу топлива, в то время как без введения в состав п-ДНБ имеет место адгезионное разрушение шва по границе покрытие - топливо.

Введение в состав материала покрытия пластификатора ДОС в количестве 3-30 мас. ч. позволяет в значительной степени подавить миграцию пластификатора из топлива в ЗКС и обеспечить сохранение механических свойств прилегающего к покрытию слоя топлива на требуемом уровне. Количество пластификатора, вводимого в материал ЗКС, зависит от содержания пластификатора в конкретной рецептуре топлива.

Повышенная эрозионная стойкость материала ЗКС достигается за счет того, что в качестве полимерной основы взят тройной этиленпропилендиеновый сополимер (каучук СКЭПТ), который не содержит в основной цепи двойных связей и отличается неполярностью, а в качестве наполнителя - асбест хризотиловый (сильногидратированный силикат магния Mg[(OH)₄ Si₂O₆]₂).

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

- применение в качестве полимерной основы материала ЗКС тройного этиленпропилендиенового сополимера, который не содержит в основной цепи двойных связей и отличается неполярностью, позволяет увеличить эрозионную стойкость ЗКС и расширить диапазон его применения для ракетных двигателей с более продолжительным временем работы (до 20-50 с) и более высокими скоростями газового потока на поверхности ЗКС (до 150 м/с);

- введение в состав материала ЗКС пластификатора диоктилсебацината в количестве 3-30 мас.ч. в зависимости от степени пластификации твердого топлива заряда позволяет в значительной степени подавить миграцию пластификатора из топлива в ЗКС и обеспечить сохранение механических свойств прилегающего к ЗКС слоя топлива на требуемом уровне, исключив тем самым аномальную работу ракетного двигателя;

- введение в состав материала ЗКС бифункционального соединения пара-динитрозобензола (п-ДНБ) в количестве 2-10 мас.ч. повышает адгезию топлива к ЗКС за счет создания дополнительных химических связей между топливом и ЗКС путем сшивания углеводородных цепей связующего топлива по двойным связям;

- введение в материал ЗКС наполнителей: асбеста хризотилового в количестве 28-34 мас. ч., а также сажи ДГ-100 в количестве 0,7-0,8 мас.ч. позволяет получить состав в виде каландрованного листового материала и использовать его для корпусов любой конфигурации, включая корпуса с переменной толщиной слоя ЗКС (0,110²-2,510² 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 из-за выкрашивания при механической обработке (шероховке) частиц наполнителя асбеста, размеры которого становятся соизмеримыми с толщиной ЗКС. Превышение же толщины выше установленного значения приведет к снижению деформации прилегающего к ЗКС слоя топлива из-за обеднения его пластификатором, мигрирующим в ЗКС. Зависимость деформации топлива от толщины ЗКС приведена на фиг.1. Уменьшение деформации прилегающего к ЗКС слоя топлива приводит к снижению вероятности безотказной работы заряда вплоть до возможности его прочностного разрушения.

Сущность изобретения заключается в том, что заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, жестко скрепленный с ним заряд, защитно-крепящий слой и торцевые манжеты.

В отличие от прототипа в предлагаемом изобретении основу защитно-крепящего слоя и торцевых манжет составляет этиленпро-пилендиеновый каучук, в который введены наполнители: асбест хризотиловый и сажа, пластификатор диоктилсебацинат и дополнительные компоненты - пара-динитрозобензол, сера, тиурам, каптакс, окись цинка, при этом толщина защитно-крепящего слоя составляет от 0,110^-2 до 2,510^-2 наружного диаметра заряда и может изменяться по длине корпуса в этих же пределах.

При необходимости торцевые манжеты могут быть выполнены в сочетании с другим типом резины (например, с резиной на основе дивинилизопренового каучука).

На фиг.2 изображен общий вид предлагаемого заряда ракетного твердого топлива; на фиг.3 приведен график зависимости вероятности безотказной работы заряда от отношения толщины ЗКС к наружному диаметру заряда. Указанный график построен на базе данных, полученных в результате многочисленных экспериментальных исследований.

Заряд твердого ракетного топлива состоит из корпуса 1 сложной геометрической формы с переменной толщиной ЗКС по длине корпуса, жестко скрепленного с ним топливного заряда 2, эащитно-крепящего слоя 3 и торцевых манжет 4 и 5. Торцевые манжеты вклеены в корпус клеевым слоем 6.

Основу защитно-крепящего слоя и манжет составляет этиленпропилендиеновый каучук СКЭПТ, что позволяет увеличить его эрозионную стойкость и расширить область применения зарядов твердого топлива для двигателей, работающих длительное время при больших скоростях потока (см. таблицу). Если заряды, скрепленные с корпусом ракетного двигателя при помощи ЗКС-прототипа, работают 5-15 с при скорости газового потока 10-30 м/с, то заряды, скрепленные при помощи заявляемого ЗКС, работают то же или большее время при скорости газового потока до 150 м/с.

Конкретное количество пара-динитроэобензола и диоктилсебацината должно уточняться в каждом конкретном случае в заявляемых пределах в зависимости от решаемых задач и условий эксплуатации. Как видно из таблицы, введение в состав ЗКС пара-динитрозобензола увеличивает адгезию топлива к ЗКС в 1,6-2,5 раза.

Введение диоктилсебацината позволяет уменьшить его миграцию из топлива в ЗКС ориентировочно в 3 раза.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями образцов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.

Таким образом, все перечисленные особенности заявляемой конструкции заряда твердого ракетного топлива и примененные в нем новые, современные конструкционные материалы позволяют обеспечить его высокую надежность, расширить диапазон его применения, а также повысить технологичность изготовления.

В настоящее время разработана конструкторская документация и начато изготовление зарядов.