Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..форма и конструкция твердотопливных зарядов – F02K 9/10

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью. В кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы из быстросгораемого материала, заполненные топливом. Топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки формообразующего элемента эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом. Поперечный размер отверстий перфораций в формообразующих элементах больше свода горения топлива, заполняющего формообразующий элемент. Поверхность формообразующих элементов покрыта герметизирующим покрытием. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса топливом. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо. Прочность корпуса на разрыв от внутреннего давления в каждом конкретном поперечном сечении соответствует максимальному внутреннему давлению в этом сечении, причем в передней части корпуса она максимальна, а в районе заднего среза постепенно уменьшается. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива с зарядами торцевого горения, формуемыми непосредственно в корпус двигателя. Заряд твердого ракетного топлива, скрепленный с корпусом ракетного двигателя, сформован непосредственно в бронечехле, располагаемом в корпусе, и выполнен в виде моноблока, скрепленного с передним днищем и передней частью корпуса на длине 0,03 длины заряда. Диаметр заряда, начиная с длины, соответствующей 0,6 длины заряда от переднего торца, ступенчато уменьшается на 0,2 диаметра заряда. Отношение длины к диаметру заряда составляет 13,8. Изобретение позволяет повысить степень заполнения камеры ракетного двигателя топливом и повысить его энергетические характеристики. 1 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с днищами, скрепленный с ним по наружной поверхности заряд твердого топлива, по крайней мере, с одним торцом, раскрепленным от элементов корпуса, и центральным сквозным или глухим каналом, снабженным компенсатором поверхности горения топлива. Компенсатор поверхности горения топлива представляет собой, по меньшей мере, одну кольцевую щель, которая размещена у переднего или заднего днища. Кольцевая щель выполнена под прямым углом к продольной оси двигателя, при этом радиус вершины щели равен размеру ее полуширины, выходящей на канал заряда, или выполнена под углом к продольной оси двигателя, меньшим прямого, при этом радиус вершины щели превышает размер ее полуширины, выходящей на канал заряда. Геометрия щели сформирована неизвлекаемым формообразующим элементом. Угол наклона щели и направление наклона выбираются исходя из конфигурации системы днище - топливо и обеспечения требований к форме кривой диаграммы "давление - время". Изобретение позволяет снизить напряженно-деформированное состояние заряда и отклонение его внутрибаллистических характеристик. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты переносных зенитных ракетных комплексов. Заряд твердого ракетного топлива включает топливную шашку-моноблок, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности бронечехлом. Со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки. Заряд выполнен бесканальным и армирован металлическими теплопроводящими элементами. На боковой поверхности заряда удалено бронепокрытие в виде двух диаметрально противоположных пазов. Геометрические размеры заряда определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить два режима тяги заряда при минимальных массогабаритных характеристиках, а также минимальное воздействие на стрелка и высокую технологичность конструкции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области ракетостроения. Ступень ракеты-носителя содержит центральный маршевый двигатель и несколько твердотопливных двигателей, установленных вокруг центрального маршевого двигателя. Каждый твердотопливный двигатель выполнен с конической образующей твердотопливного заряда, прочно скрепленного с цельномотанным из композиционного материала корпусом типа «кокон» конической формы. Коническая образующая твердотопливного двигателя параллельна образующей цилиндрической поверхности ракеты-носителя. Значение угла наклона оси твердотопливного двигателя к оси ракеты-носителя выбрано таким образом, что ось твердотопливного двигателя проходит через центр масс снаряженной ракеты-носителя. В состав каждого твердотопливного двигателя входит поворотное управляющее сопло, обеспечивающее возможность отклонения оси сопла на незначительный угол, значение которого не превышает значения угла наклона оси твердотопливного двигателя к оси ракеты-носителя. Достигается повышение эффективности и безопасности работы ракеты-носителя. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива для газогенераторов и ракетных двигателей твердого топлива. Заряд твердого ракетного топлива содержит канальную шашку твердого ракетного топлива и бронепокрытие. Шашка твердого ракетного топлива выполнена в виде канального цилиндра, рассеченного сквозной многозаходной винтовой проточкой вдоль продольной оси заряда. Шашка забронирована по боковой поверхности, каналу и торцевым поверхностям с заполнением бронесоставом межвиткового пространства, за исключением торцевых поверхностей начальных витков шашки. Бронирование шашки выполнено бронесоставом с эндотермическим эффектом терморазложения, например, на акрилатной основе. Изобретение позволяет обеспечить длительную работоспособность камеры сгорания за счет снижения температуры продуктов сгорания заряда. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Заявлен способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору (катапультного) минометного старта ракеты, включающий смешение компонентов топлива и формование прессованием партии зарядов. Перед комплектацией шашек в заряды, удовлетворяющие заданным требованиям, комплектуют образцы зарядов, обеспечивающих верхнее требуемое значение импульса давления при минимально возможной скорости горения. Затем определяют скорость горения полученных образцов зарядов в рабочем диапазоне температур и давлений газогенератора. По полученной скорости горения определяют количество шашек в образцах зарядов, при которой обеспечиваются верхнее и нижнее значения импульса давления. Изготавливают такие образцы зарядов, проводят их огневые стендовые испытания, получают зависимость «давление-время» и по ней определяют импульс давления. Если полученные значения импульсов удовлетворяют требуемым, проводят комплектацию партии зарядов. А если полученные значения не удовлетворяют требуемым, то проводят корректировку комплектации до достижения значений импульса давления при верхней и нижней границах температурного диапазона, удовлетворяющих заданным требованиям. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты. Заряд выполнен из баллиститного твердого ракетного топлива, а воспламенитель содержит навеску дымного ружейного пороха и электрозапал. Заряд представляет собой моноблок с центральным каналом, выполненный в форме двух концентрично расположенных цилиндрических оболочек толщиной 2,6-3,0 мм, имеющих на внутренней и внешней поверхностях одинаковые осевые ребра такой же толщины. Число внешних ребер вдвое превышает число внутренних, а впадины между внутренними ребрами лежат на одном радиусе с каждой второй впадиной между внешними ребрами и имеют радиусы округления основания, равные радиусам скругления вершин внешних впадин. Воспламенитель размещен в канале заряда и содержит корпус с четырьмя отверстиями на боковой поверхности, установленную на внутренней поверхности корпуса защитную мембрану из алюминиевой фольги и втулку, установленную в корпусе для герметизации пороховой навески и размещения электрозапала. Параметры заряда и воспламенителя связаны соотношениями защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет снизить негативное воздействие продуктов сгорания на стрелка при обеспечении стабильности эксплуатационных характеристик заряда. 2 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой поверхностью. Суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Бронепокрытие боковой поверхности выполнено точечным в углублениях с площадью отдельного точечного бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5 3,0 мм². Точки бронирования расположены по наружной боковой поверхности заряда на расстоянии друг от друга не менее 3,0 мм. Точечные участки бронирования утоплены в шашку и расположены заподлицо с наружной боковой поверхностью заряда. Изобретение позволяет уменьшить максимальное давление в камере сгорания ракетного двигателя твердого топлива, снизить максимальные размеры бронечастиц, выбрасываемых при его работе, а также снизить вероятность срыва бронепокрытия с поверхности шашки продуктами сгорания. 3 ил.

При бронировании вкладного заряда твердого ракетного топлива эпоксидным бронесоставом на боковой поверхности шашки выполняют конические углубления глубиной 1,0 2,0 мм, площадью 0,5 3,0 мм и на расстоянии между коническими углублениями не менее 3 мм. Обезжиривают поверхность конических углублений, заполняют их эпоксидным бронесоставом с помощью шприца, пипетки или малоразмерного "копья" и полимеризуют при температуре 15 35°С. При определении вязкости эпоксидного бронесостава наносят на лист бумаги 10-ть концентрических окружностей диаметром 6 60 мм с шагом 6 мм. Лист бумаги с нанесенными окружностями помещают на горизонтальную подставку, выверенную по уровню, и накрывают прозрачной стеклянной пластиной. На стеклянную пластину, в центр концентрических окружностей помещают навеску 0,5±0,1 г эпоксидного бронесостава, накрывают второй прозрачной стеклянной пластиной с размерами 65×65×3 мм и на нее устанавливают груз массой 100 г. Через 1 мин снимают груз и за вязкость эпоксидного бронесостава принимают номер окружности наибольшего диаметра, которую достиг, либо перекрыл при расстекании эпоксидный бронесостав. Изобретения позволяют повысить надежность заряда твердого ракетного топлива, за счет повышения качества его бронепокрытия. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой поверхностью. Суммарная площадь бронепокрытия соответствует соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Бронепокрытие боковой поверхности выполнено "точечным" с площадью отдельного "точечного" бронепокрытия по наружной поверхности заряда 0,5 3,0 мм². Точки бронирования расположены по боковой поверхности заряда произвольно с обеспечением расстояния между ними не менее 3,0 мм. Изобретение позволяет уменьшить максимальное давление в камере сгорания ракетного двигателя твердого топлива, а также снизить максимальные размеры бронечастиц, выбрасываемых при его работе. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, имеющего большое время работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд, имеющий сквозной цилиндро-конический канал, радиус которого минимален в районе передней крышки, и сопло, часть которого утоплена в корпус. На поверхность сквозного канала заряда нанесена бронировка, а длина незабронированного участка сквозного канала не превышает его минимальный радиус. Торец заряда напротив передней крышки не забронирован. Бронировка сквозного канала заряда выполнена в виде прилегающей к утопленной части сопла манжеты, а на торце заряда напротив передней крышки выполнены щели или проточки. Изобретение позволяет увеличить время работы ракетного двигателя твердого топлива при уменьшении его длины. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ракетного двигателя твердого ракетного топлива. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива, с центральным сквозным каналом, с бронированным передним торцем и частично забронированной боковой наружной поверхностью, в виде чередующихся продольных полос, примыкающих к бронепокрытию переднего торца и скрепленных между собой круговыми бронирующими полосами. При этом ширина полос составляет не более 0,2 толщины горящего свода заряда, а общая площадь бронирующих полос соответствует соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность работы ракетного двигателя за счет исключения выброса частиц бронепокрытия из камеры сгорания ракетного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля и ракетного двигателя, содержащего данный корпус. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит обечайку, днища и секцию, в которой выполнены боковые фланцы крепления сопел. Днища выполнены с центральными фланцами крепления крышек, а корпус, на его внутренней поверхности, дополнительно включает теплозащитное покрытие. Теплозащитное покрытие имеет переменную толщину, выполненную технологически минимально возможной с увеличением только вокруг фланцев. Обечайка, днища и секция, имеющая боковые фланцы крепления сопел, выполнены за одно целое. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему указанный выше корпус и скрепленный с его теплозащитным покрытием заряд, имеющий центральный канал. Заряд снабжен щелями, выполненными в виде сквозных газоводов, проходящими через боковые фланцы корпуса. Изобретения позволяют повысить объемное заполнение корпуса топливом, уменьшить его габариты, упростить технологию изготовления ракетного двигателя и уменьшить потери энергии при работе. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива, газогенераторов и вкладных зарядов твердого ракетного топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком, вкладной заряд твердого ракетного топлива, размещенный в камере сгорания, и воспламенитель. Сопловой блок оснащен герметизирующей заглушкой. Заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде цилиндрического моноблока, бронированного по переднему торцу и боковой поверхности, примыкающей к переднему торцу. Воспламенитель расположен у заднего небронированного торца заряда. Со стороны небронированного торца заряда выполнены сквозные каналы под углом к продольной оси заряда, выходные отверстия которых расположены вблизи оконечности бокового бронепокрытия заряда. Изобретение позволяет уменьшить величину максимального давления при выходе ракетного двигателя твердого топлива на рабочий режим, повысить надежность работы такого двигателя, а также повысить его весовое совершенство. 5 ил.

Изобретение относится к зарядам твердого ракетного топлива. Заряд твердого ракетного топлива содержит корпус и скрепленный с ним топливный заряд посредством защитно-крепящего слоя. Защитно-крепящий слой представляет собой листовой каландрованный материал на основе этиленпропилендиенового каучука, содержащий асбест хризотиловый в качестве наполнителя, диоктилсебацинат в качестве пластификатора и n-динитрозобензол в качестве адгезионной добавки. Причем поверхность защитно-крепящего слоя на границе контакта с топливным зарядом подвергнута химической модификации термообработанным 4,4'-дифенилметандиизоцианатом в количестве 5-20 г/м². Изобретение направлено на повышение прочности скрепления топлива с корпусом двигателя и позволяет увеличить срок службы заряда твердого ракетного топлива. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ТРТ для газогенераторов и ракетных двигателей. Заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде конически-цилиндрической шашки твердого ракетного топлива со сквозным осесиметричным каналом и частично бронированными наружными поверхностями, причем торец шашки со стороны цилиндрического участка забронирован. Шашка выполнена с учетом соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Шашка, в предпочтительном варианте выполнения заряда, выполнена из баллиститного ракетного топлива, а бронепокрытие - из материала на основе ацетилцеллюлозы. Изобретение позволяет повысить эксплуатационную эффективность, а также надежность заряда. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Пороховой заряд щеточной конструкции содержит пучок пороховых элементов U-образной формы. Заряд утоплен одним концом в эластичный клеящий материал и размещен в чашеобразном элементе конструкции порохового устройства. Каждый из пороховых элементов по месту изгиба обмотан и обвязан гибким материалом, причем в эластичный клеящий материал каждый из пороховых элементов утоплен местом изгиба. В качестве гибкого материала используют хлопчатобумажную нитку. Изобретение позволяет обеспечить изготовление прочных щеточных зарядов, а также упростить технологию их изготовления за счет исключения трудно контролируемых визуально операций. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования преимущественно в газогенераторах и ракетных двигателях, снаряженных зарядами твердого ракетного топлива. Заряд твердого ракетного топлива для газогенератора включает твердотопливную шашку, бронированную по боковой поверхности и переднему торцу, оснащенную глухим каналом, выполненным со стороны заднего горящего торца. Глухой канал выполнен смещенным относительно продольной оси заряда, параллельно ей, с величиной смещения относительно оси, равной 0,12 0,40 наружного диаметра твердотопливной шашки. Размеры глухого канала удовлетворяют соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность работы заряда и уровень его выходных внутрибаллистических характеристик. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к отрасли ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов для ракетных двигателей твердого ракетного топлива. Твердотопливный заряд ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронирован по наружной боковой поверхности чередующимися бронирующими продольными полосами, расположенными вдоль его наружной боковой поверхности. Бронирующие полосы имеют длину 0,1 1,0 длины заряда и ширину не более 0,2 от толщины горящего свода заряда. Суммарная площадь бронирующих полос соответствует соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Бронирующие полосы выполнены прерывистыми по длине заряда, с интервалом прерывистости 1,0 2,0 мм и обеспечением массы разделенных прерывистостью секций бронирующей полосы не более 1,5 г. Изобретение позволяет повысить эффективность и безопасность боевой эксплуатации авиационных ракет, оснащенных ракетными двигателями с зарядами твердого топлива. 4 ил.

Заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде шашки, бронированной по боковой поверхности бронепокрытием. Бронепокрытие состоит из полимерного связующего и армирующего материала при следующем соотношении компонентов, мас.ч.: полимерное связующее от 90 до 60, армирующий материал от 10 до 40. В соответствии с изобретением предложено два варианта связующего. Армирующий материал представляет собой хлопчатобумажную пряжу низкой крутки или хлопчатобумажную вискозную или лавсановую ленты, которые намотаны на вращающийся заряд в процессе нанесения бронепокрытия. Отверждение бронепокрытия на заряде произведено при температуре 15...40°С в течение 24-96 часов. Изобретение позволяет повысить эрозионную стойкость и термозащитную способность бронепокрытия, а также ускорить процесс его полимеризации. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил, 4 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. Твердотопливный ракетный двигатель содержит корпус с размещенным в нем с зазором зарядом всестороннего горения и воспламенитель, расположенный со стороны переднего торца заряда. Заряд выполнен с кольцевым выступом, расположенным в оконечности заднего торца заряда и контактирующим с внутренней поверхностью корпуса. Кольцевой выступ имеет сквозные прорези вдоль образующей заряда или под углом к ней. Изобретение позволяет повысить эффективность твердотопливного ракетного двигателя за счет упрощения его конструкции, улучшения воспламеняемости заряда, а также снижения дымообразования. 3 ил.

Стартовый ракетный двигатель твердого топлива содержит кольцевую камеру сгорания с сопловым блоком, воспламенитель и многошашечный заряд. Заряд выполнен из шашек всестороннего горения в виде утопленных друг в друга канальных цилиндров равного диаметра, оси которых расположены на дуге окружности. Расстояние между осями канальных цилиндров и диаметр дуги окружности, на которой они расположены, определяются соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. В пустотах между шашками, примыкающих к внешнему и/или внутреннему контуру кольцевой камеры сгорания, размещены дополнительные малокалиберные шашки. Малокалиберные шашки выполнены либо в виде канальных и/или бесканальных цилиндров всестороннего горения, либо в виде канальных цилиндров, бронированных по наружной поверхности. Изобретение позволяет повысить эффективность стартового ракетного двигателя за счет оптимального заполнения топливом его камеры сгорания. 2 з.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.

Стартовый ракетный двигатель твердого топлива содержит кольцевую камеру сгорания с сопловым блоком, воспламенитель и многошашечный заряд. Заряд выполнен из шашек всестороннего горения в виде утопленных друг в друга канальных цилиндров оси которых расположены на дуге окружности. На периферийных участках профиля шашек, примыкающих к внешнему и/или внутреннему контурам, выполнены продольные выступы - зиги, ширина которых не превышает величины равной двум толщинам горящего свода заряда. Расстояние между осями канальных цилиндров и диаметр дуги окружности, на которой они расположены, определяются соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Профили зигов по поперечному сечению выполнены трапециевидными и/или треугольными. Изобретение позволяет обеспечить устойчивый выход стартового ракетного двигателя на режим и надежность его функционирования, а также увеличить суммарный импульс тяги. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Заряд твердого ракетного топлива на основе тонкосводных топливных трубок одной длины с постоянным по длине сечением выполнен составным в виде двух пучков трубок. Один из пучков трубок образован топливными трубками, надетыми на штифты, размещенные на переднем днище двигателя в завулканизированной эластичной резине. Другой, центральный пучок, помещен относительно первого пучка со смещением в сторону переднего днища двигателя в центральный стакан, скрепленный с передним днищем, и удерживается в нем колосником. Центральный пучок выполнен с диаметром, не выходящим за пределы межсоплового пространства двигателя. Величина смещения центрального пучка равна длине предсоплового объема двигателя. Изобретение позволяет обеспечить высокую начальную скорость выстрела, сохранить уровень максимального давления и исключить дегрессивно догорающие остатки топлива. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ракетных двигателей твердого топлива. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя выполнен в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой наружной поверхностью. Бронирование боковой поверхности шашки выполнено в виде чередующихся продольных полос вдоль боковой поверхности. Длина полос составляет 0,1...1,0 длины заряда, а ширина не более 0,2 толщины горящего свода заряда. Общая площадь бронирующих полос соответствует соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Способ изготовления этого твердотопливного заряда для ракетного двигателя включает нанесение бронепокрытия на боковую наружную поверхность заряда в виде чередующихся продольных полос. Нанесение полос осуществляют намазкой кистью жидковязкого полимеризующегося бронесостава с использованием шаблона. Изобретение позволяет исключить эрозионный пик давления и обеспечить кратковременный выход ракетного двигателя на рабочий режим. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к получению конструкции пиротехнического заряда, предназначенного, в частности, для использования в качестве ракетного топлива в ракетном двигателе. Конструкция пиротехнического отформованного в форме заряда в поперечном сечении имеет ячеистое строение при одинаковой толщине стенок всех ячеек. Стенка ячеек содержит пиротехнический заряд, то есть ракетное топливо, а в полости каждой ячейки содержится воздух или насыщенный кислородом газ. Достоинством данной конструкции пиротехнического заряда является то, что после воспламенения ракетного топлива его горение происходит одновременно от всех поверхностей перпендикулярно по отношению к поверхностям стенок ячеек или перегородкам, что продолжается вплоть до его полного одновременного сгорания. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты включает топливную шашку, бронированную по заднему торцу и боковой поверхности ацетилцеллюлозным бронесоставом. Поверх бронесостава нанесен экранирующий поверхностный пленочный слой на основе синтетического клея. Со стороны переднего небронированного торца на наружной поверхности заряда выполнено удаление бронепокрытия в виде конической проточки. Непосредственно на переднем торце выполнен глухой центральный канал, оканчивающийся полусферой радиусом, равным диаметру глухого центрального канала, деленного на два. Размеры канала и конической проточки удовлетворяют защищаемым настоящим изобретением соотношениям. Профиль заднего торца топливной шашки выполнен сферическим с радиусом, равным длине топливной шашки плюс диаметр глухого центрального канала, деленный на два минус глубина глухого центрального канала. Центр указанной сферы совпадает с центром полусферы глухого канала. Изобретение позволяет создать заряд твердого ракетного топлива, обеспечивающий два режима тяги ракетного двигателя - разгонный и маршевый с мягким переходным периодом между ними, с низким дымообразованием и близким к минимуму дегрессивным остатком в конце горения заряда. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области получения зарядов баллиститного ракетного твердого топлива и может быть использовано при изготовлении реактивных снарядов. Заряд баллиститного твердого ракетного топлива выполнен в виде шашки, бронированной по внешней поверхности полимерным покрытием толщиной от 1,5 до 5 мм. В качестве полимерного покрытия применяют полимерную композицию на основе эпоксиуретановой смолы, полученной взаимодействием эпоксидной составляющей с техническим ароматическим полиизоцианатом, представляющим собой смесь изомеров дифенилметандиизоцианатов и трех- и четырехъядерных три- и тетраизоцианатов и ароматического аминного отвердителя. В качестве эпоксидной составляющей при получении эпоксиуретановой смолы использована смесь эпоксидной смолы на основе 4,4' диоксидифенилпропана с молекулярной массой от 340 до 600, технического диглицидолового эфира полиэпихлоргидрина и технического лапроксида, представляющего собой олигомер окиси пропилена с концевыми эпоксидными группами с молекулярной массой от 250 до 900. Соотношение 4,4' диоксидифенилпропана, технического диглицидолового эфира полиэпихлоргидрина и технического лапроксида составляет от 5:70:25 до 90:5:5. Соотношение эпоксидной составляющей с полиизоцианатом составляет от 85:15 до 98:2. Эпоксиуретановая смола получена путем перемешивания при температуре от 50 до 120°С в течение от 50 до 210 мин. В качестве отвердителя использована стабилизированная жидкая смесь ароматических аминов и дополнительно полифосфат и минеральный наполнитель. Композиция содержит эпоксиуретановой смолы 100 масс. ч., отвердителя 15-65 масс. ч., полифосфат аммония 10-100 масс. ч. и наполнителя 10-170 масс. ч. Изобретение позволяет повысить эррозионную стойкость, жизнеспособность и устойчивость к многократным термоциклам бронепокрытия, а также снизить его вязкость и дымообразование.