заряд ракетного твердого топлива

Формула изобретения

Заряд ракетного твердого топлива, содержащий корпус, прочно скрепленный с ним топливный заряд и защитно-крепящий слой, отличающийся тем, что защитно-крепящий слой выполнен по всей поверхности заряда вплоть до канала с переменной толщиной 0.1·10^-2 -7.75·10^-2 наружного диаметра заряда и представляет собой листовой каландрованный материал на основе цис-бутадиенового и цис-изопренового каучуков с наполнителем из технического углерода в количестве 78-100 мас.ч., в который введены ди-(2-этилгексил) себацинат в количестве 10-20 мас.ч. и дополнительно - сера 1-3 мас.ч., окись цинка 3-8 мас.ч., альтакс 1-3 мас.ч., рубракс 4-6 мас.ч., и выполняет роль теплозащиты крепящего слоя, торцевых эластичных вставок и манжет.

Описание изобретения к патенту

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

Объект изобретения представляет собой прочноскрепленный с корпусом РД заряд из СТТ, предназначенный для эксплуатации в широком диапазоне температур (от минус 60 до 60°С).

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, которая зависит от конструкции заряда и материала корпуса.

В зарубежной и отечественной практике широко используются заряды ракетного твердого топлива, содержащие корпус, прочноскрепленный 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 (ТЗП) 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 06 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 и адгезионного слоев, крепящих заряд твердого топлива к теплоизолированной внутренней поверхности корпуса РД. Наличие двух слоев усложняет конструкцию, технологию изготовления зарядов твердого топлива и ведет к увеличению их стоимости производства.

Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом ракетного твердого топлива является наличие в составе заряда корпуса прочноскрепленного 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 должен обладать высокой адгезионной способностью как к материалу корпуса, так и к заряду твердого ракетного топлива, обеспечивать защиту корпуса от воздействия продуктов сгорания топлива, т.е. иметь определенную толщину покрытия, в том числе и переменную по длине корпуса, включая участки со сложной конфигурацией.

В настоящее время для зарядов РД широко используются топлива на основе полидиенуретанэпоксидного каучука, сохраняющие эластичное состояние до температуры минус 60°С. Для крепления зарядов из таких топлив к корпусам РД необходим ЗКС, обеспечивающий требуемый уровень адгезии топлива к поверхности корпуса в интервале температур от минус 60 до 60°С. Наиболее близкой по техническому результату к заявляемому техническому решению является конструкция заряда ракетного твердого топлива по патенту России №2166660, кл. F 02 К 9/32, 2000 г., принятая авторами за прототип. Конструкция заряда по принятому прототипу содержит корпус, прочноскрепленный с топливным зарядом. Топливный заряд скреплен с корпусом одним защитно-крепящим составом 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, топливного заряда и защитно-крепящего слоя, а также одинаковая схема крепления топливного заряда к корпусу РД с помощью ЗКС, выполняющего одновременно функции теплозащиты корпуса и крепящего состава.

Одним из существенных недостатков ЗКС на основе полидиенуретанэпоксида, принятого за прототип, является то, что, представляя собой жидкую композицию с вязкостью 100-150 пуаз при температуре 60°С, он наносится на корпуса методом заливки с последующим отверждением при вращении корпуса, что неприемлемо для корпусов сложной геометрической формы (конус, сфера и т.п.) и больших габаритов, а также корпусов, имеющих переменную толщину ЗКС и сложные торцевые манжеты. Кроме того, для нанесения ЗКС на корпус ракетного двигателя необходимо специальное оборудование, включающее установку для нанесения и установку для непрерывного вращения корпусов, исключающую стекание состава со стенок корпуса при его отверждении. Другим недостатком такого ЗКС является то, что одинаковая связующая основа топлива и ЗКС, обеспечивая благоприятные условия для формирования прочного адгезионного соединения между ними, в то же время предопределяет значительную миграцию в ЗКС пластификатора, входящего в состав топлива. Следует отметить, что область применения защитно-крепящих составов на основе полидиенуретанэпоксида ограничена, как правило, ракетными двигателями с непродолжительным временем работы (5-10 с), корпуса которых имеют цилиндрическую форму.

В отличие от прототипа в предлагаемой авторами конструкции заряда ракетного твердого топлива крепление заряда к корпусу осуществляется при помощи адгезионноспособного материала с высокой термо- и морозостойкостью, обеспечивающего крепление зарядов из топлив на основе полидиенуретанэпоксидных каучуков к корпусам любой конфигурации, включая корпуса с переменной толщиной ЗКС и сложной конфигурацией манжет, позволяет полностью торец заряда до канала. При этом предлагаемый материал представляет собой каландровый листовой невулканизованный материал (резиновая смесь), которым выкладывается внутренняя поверхность корпуса с одновременной вклейкой эластичных вставок сложной конфигурации, выполненных из этого же материала, с последующей вулканизацией резиновой смеси при повышенных температурах (140-170°С) и давлении (5-15 кгс/см²) с одновременным приклеиванием его к корпусу РД.

Технической задачей заявляемого изобретения является разработка конструкции заряда ракетного твердого топлива, обладающего более высокими техническими характеристиками во всех условиях эксплуатации, повышенной технологичностью и меньшей трудо- и энергоемкостью по сравнению с прототипом и пригодного как для металлических корпусов, так и корпусов из композиционных материалов.

Технический результат достигается за счет того, что топливный заряд скреплен с корпусом одним защитно-крепящим слоем толщиной 0.1·10^-2-7.75·10^-2 наружного диаметра заряда, которая может изменяться по всей поверхности заряда в этих же пределах, и выполняет одновременно роль теплозащиты, крепящего слоя, торцевых эластичных вставок и манжет, защищающих торцы заряда вплоть до канала.

Основа ЗКС по своему химическому составу родственна основе топливного заряда и представляет собой смесь бутадиенового и изопренового каучуков, взятых в соотношении от 50-65 до 50-35 мас.ч. соответственно. Как известно, в молекулярную цепь полидиенуретанэпоксида, являющеюся связующей основой топлива, входят изопреновые и бутадиеновые звенья, что создает предпосылки для обеспечения достаточно высокой адгезии между соответствующим топливом и ЗКС на основе бутадиенового и изопренового каучуков без применения специальных адгезионных добавок.

Введение в состав ЗКС пластификатора ди-2(этилгексил)себацината ДОС в количестве 10-20 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.

Новое конструктивное исполнение отдельных узлов и деталей заряда ракетного твердого топлива, а также применение нового композиционного материала приводят к получению положительного эффекта по сравнению с прототипом, а именно:

- применение в качестве полимерной основы материала ЗКС смеси неполярных цис-бутадиенового и цис-изопренового каучуков с использованием вулканизующей системы: сера 1-3 мас.ч., окись цинка 3-8 мас.ч., альтакс 1-3 мас.ч. - позволяет расширить диапазон его применения для ракетных двигателей с более продолжительным временем работы до (20-30 с);

- введение в рецептуру ЗКС увеличенного в 3-6,7 раза, по сравнению с прототипом, содержания технического углерода марок ПМ-75 и ТГ-18, взятых в соотношении примерно 3:1, позволяет получить состав в виде каландрованного листового материала и использовать его для термозащиты и скрепления корпусов любой конфигурации, включая корпуса с переменной толщиной слоя ЗКС (0.1·10^-2-7.75·10^-2 наружного диаметра заряда) по длине корпуса.

- топливный заряд может скрепляться с корпусом, выполненным из металла и любого органо- или стеклопластикового материала.

Указанные границы толщины ЗКС установлены расчетным путем и подтверждены эксперементально результатами многочисленных исследований и испытаний. При толщине слоя ЗКС ниже установленной величины возможны оголения поверхности корпуса при механической обработке (шероховке). Превышение толщины ЗКС выше установленного значения может привести к снижению относительных деформаций прилегающего к ЗКС слоя топлива из-за обеднения его пластификатором. Зависимость деформации топлива от толщины ЗКС приведена на фиг.1. Уменьшение относительной деформации ( ) прилегающего к ЗКС слоя топлива ниже установленной для топлива нормы приводит к снижению вероятности безотказной работы заряда вплоть до возможности его прочностного разрушения;

- технологическая добавка рубракс 4-6 мас.ч. в сочетании с неозоном 0.8-1.5 мас.ч. позволяют придать резине оптимальные технологические свойства (каландруемость и сохранение полотном формы и размеров при длительном хранении). Изготовление «сырой» каландрованной резиновой смеси в виде полотна, которое до нанесения на корпус может храниться до 6 месяцев, в достаточном количестве для изготовления большого количества корпусов позволяет значительно расширить технологические возможности производства;

- все компоненты, входящие в состав резины на основе цис-изопренового и цис-бутадиенового каучуков в комплексе, наряду с высокой адгезией к топливу на основе полидиенуретанэпоксида позволили получить значения прочности и относительного удлинения резины в 4-6 раз выше, чем у прототипа, и использовать ее как для металлических, так и органо- и стеклопластиковых корпусов сложного профиля (корпус, сфера и т.п.) одновременно в качестве защитно-крепящего слоя, эластично торцевых вставок и манжет, защищающих торец заряда вплоть до канала.

Сущность изобретения заключается в том, что заряд ракетного твердого топлива (фиг.2) содержит корпус 1, прочноскрепленный с ним топливный заряд 2, защитно-крепящий слой 3, эластичные вставки 4 и торцевые манжеты 5 и в случае необходимости теплозащитное покрытие (ТЗП) 6.

В отличие от прототипа в предлагаемом изобретении основу защитно-крепящего слоя, эластичных вставок и торцевых манжет составляет цис-бутадиеновый и цис-изопреновый каучуки, в который введены наполнители - технический углерод марок ПМ-75 и ТГ-70, пластификатор ди-(2-этилгексин)себацинат и дополнительные компоненты - сера, альтакс, рубракс, окись цинка, при этом толщина защитно-крепящего слоя составляет от 0.1·10 ^-2 до 7.75·10^-2 наружного диаметра заряда и может изменяться по длине корпуса в этих же пределах.

Предлагаемая резиновая смесь в целом и входящие в ее состав компоненты хорошо совмещаются с конструкционными материалами в составе корпуса, например, с резиновой смесью на основе этиленпропиленовых каучуков и сохраняет работоспособность в контакте с этими материалами.

Сравнительные свойства предлагаемого ЗКС и прототипа представлены в таблице.

Сущность изобретения поясняется фиг.3, на которой приведен график зависимости вероятности безотказной работы (ВБР) от отношения толщины ЗКС к наружному диаметру заряда. Указанный график построен на базе данных, полученных в результате многочисленных экспериментальных исследований.

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 процесса изготовления зарядов при снижении загрязнения окружающей среды при производстве.

В настоящее время разработана конструкторская документация и начато изготовление зарядов.

Таблица Сравнительные свойства предлагаемого ЗКС и прототипа
Параметр	Прототип	Предлагаемый состав ЗКС
		Пример 1	Пример 2	Пример 3
Компонентный состав, мас.ч.
цис-Бутадиеновый каучук	-	50	60	65
цис-Изопреновый каучук	-	50	40	35
Технический углерод
(смесь марок ПМ-75 и ТГ-18)	-	78	85	100
ДОС	-	10	15	20
Сера	-	1.0	2.0	3.0
Окись цинка	-	3.0	5.0	8.0
Неозон Д	1.0-1.5	0.8	1.0	1.5
Альтакс	-	1.0	1.8	3.0
Рубракс	-	4.0	5.0	6.0
Полидиенуретанэпоксидный
Каучук	100
Технический углерод марки П-803
	15-30
Малеиновый ангидрид	1-3
Изометилтетрагидрофталиевый ангидрид	1-3
Глицидол	0.75-1.5
Свойства:
Прочность при разрыве при температуре (23±2)°С, МПа
	2.09-2.22	7.5-14.0	7.5-15.0	7.5-15.0
Относительное удлинение при разрыве при температуре (23±2)°С, %
	246-267	250-360	250-400	250-400
Температура стеклования, °С	ниже минус 70	минус 74	минус 77	минус 77
Температура хрупкости, °С	ниже минус 70	ниже минус 75	ниже минус 75	ниже минус 75
Прочность адгезионного соединения ЗКС-топливо, МПа при температуре испытания, °С
50	0.3-0.5	0.57-1.28	0.58-1.38	0.57-1.3
23±2	0.58-1.00	0.62-1.80	0.68-2.0	0.62-1.9
минус 50	1.5-1.8	3.2-5.71	3.4-6.08	3.7-5.9