Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ...корпусы, камеры сгорания, обшивка для них – F02K 9/34

Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку, облицованную теплозащитным покрытием с раскрепляющими эластичными манжетами. В месте соединения манжеты и теплозащитного покрытия выполнена кольцевая полость, образованная разнесенными эквидистантно кольцевыми поясками, сопряженными со стороны внешних кромок по дуге и снабженными со стороны внутренних кромок коническими участками. В кольцевой полости расположены скрепленные между собой слои упругоэластичного тканого материала, эквидистантно повторяющие противолежащую часть поверхности полости. Слои тканого материала выполнены переменной, нарастающей от внутреннего к наружному, поперечной длины, в основном с конгруэнтным расположением обращенных друг к другу поверхностей соседних слоев или частей одного слоя. Наружный слой тканого материала скреплен по наружной поверхности с манжетой и теплозащитным покрытием. В другом варианте корпуса дополнительный слой упругоэластичного материала расположен в массиве материалов манжеты и теплозащитного покрытия. При изготовлении корпуса ракетного двигателя на форме выкладывают из листового материала манжету и, вне манжеты, частично, теплозащитное покрытие. Собирают продольный пакет из лент упругоэластичного тканого материала с последовательно увеличивающейся шириной по толщине пакета. С широкой стороны пакета укладывают ленту из резиноподобного материала. Подпрессовывают пакет при повышенной температуре до внедрения резиноподобного материала в структуру прилегающей ткани. Пакет укладывают на форме по окружности границы манжеты слоем резиноподобного материала к форме и сшивают между собой торцевые части слоев пакета. Затем перегибают половину пакета от большего радиуса к меньшему до соприкосновения двух половин между собой и выкладывают оставшиеся части теплозащитного покрытия. Вулканизируют теплозащитное покрытие с манжетой и наматывают силовую оболочку из полимерного композитного материала. В другом варианте способа изготовления корпуса с широкой стороны пакета из лент тканого материала дополнительно укладывают набор лент из тканого и резиноподобного материалов, последним наружу. Группа изобретений позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива за счет равномерного распределения напряжений в соединении манжеты с теплозащитным покрытием. 4 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы. При образовании теплозащитного покрытия формируют на оправках теплозащитное покрытие, соединяют с ним металлический фланец и осуществляют вулканизацию. В подфланцевой зоне после нанесения второго и перед нанесением двух последних слоев теплозащитного материала на его поверхности равномерно размещают продольные и поперечные сегменты предварительно «натренированной» идентично кривизне фланца нитиноловой проволоки диаметром 0,2-0,3 мм. Затем выкладывают другие слои теплозащитного покрытия с последующей вулканизацией образованного пакета. Изобретение позволяет повысить надежность теплозащитного покрытия. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам нанесения эластичного покрытия, например теплозащитного, на внутреннюю поверхность корпуса. При нанесении эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса, изготавливают эластичную оболочку на оправке и проводят вакуумирование полости между оболочкой и поверхностью оправки, причем площадь поверхности оправки соответствует площади внутренней поверхности корпуса. Подготавливают наружную поверхность оболочки к вклейке, устанавливают ее внутрь корпуса и вакуумируют полость между внутренней поверхностью корпуса и эластичной оболочкой. Одновременно с вакуумированием создают давление в полости между поверхностью оправки и оболочкой. Изобретение позволяет повысить качество покрытия по всей площади внутренней поверхности корпуса. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении оболочек корпусов из композиционных материалов, требующих по условиям эксплуатации нанесения на поверхность оболочек влагозащитных покрытий с антистатическими свойствами. Для защиты от влаги корпуса из композиционного материала на него наносят наружное влагозащитное покрытие с антистатическими свойствами. Влагозащитное покрытие формируют из 2-х слоев эмали на основе хлорсульфированного полиэтилена с добавкой комбинированного протекторного наполнителя в количестве 30 мас.ч. на 100 мас.ч. эмали. В качестве комбинированного протекторного наполнителя используют ультрадисперсный цинк пластинчатой и сферической формы при соотношении 1:1. Затем наносят 1-2 слоя эмали на основе хлорсульфированного полиэтилена с токопроводящим наполнителем, например эмали марки ХП-5237. Изобретение позволяет повысить надежность влагозащитного покрытия с антистатическими свойствами за счет снижения трещинообразования. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей, в частности при нанесении теплозащитного покрытия на внутреннюю поверхность корпусов ракетных двигателей. Оправка для нанесения эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса включает центральную жесткую часть, эластичную технологическую оболочку и систему подачи рабочей среды. Центральная жесткая часть оправки выполнена с продольными ребрами жесткости с закрепленными на них формообразующими элементами - профилями и сменными накладками, образуя изолированные камеры, связанные с системой подачи рабочей среды. Периметры поперечного сечения центральной жесткой части оправки и эластичной технологической оболочки соответствуют внутреннему периметру поперечного сечения корпуса по всей его длине. Вдоль формообразующих элементов - профилей и сменных накладок - выполнены отверстия. Изобретение позволяет повысить технологичность и надежность покрытия. 4 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.

При изготовлении корпуса ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов наматывают силовую оболочку в виде кокона спирально-кольцевой намоткой из жгутов арамидных волокон, а перед задним удаляемым днищем на цилиндрической части нарезают резьбу для соединения с сопловым блоком двигателя. Намотку кокона завершают двойным спиральным слоем наружным диаметром, превышающим внутренний диаметр резьбы и не превышающим средний диаметр резьбы. В зоне нарезаемой впоследствии резьбы в арамидных волокнах проминают винтовую канавку с шагом, равным 1,4-1,6 шага резьбы кокона намоткой с максимальной силой натяжения сухого, предварительно скрученного, стекложгута диаметром сечения, превышающим четверть шага его намотки и не превышающим половину шага. Затем поверх сухого стекложгута наматывают сплошные слои пропитанного стекложгута с шагом, равным шагу резьбы, до наружного диаметра, превышающего наружный диаметр резьбы, причем намотку стекложгутов осуществляют с направлением, совпадающим с направлением резьбы кокона. Другое изобретение группы относится к корпусу ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов. Корпус содержит силовую оболочку в виде кокона без заднего днища, выполненного спирально-кольцевой намоткой из арамидных жгутов, пропитанных эпоксидным связующим, и сопловой блок, скрепленный с силовой оболочкой резьбовым соединением. Наружный арамидный слой кокона выполнен двойным спиральным. Витки резьбы кокона выполнены преимущественно из непрерывных, пропитанных эпоксидным связующим, стекловолокон, снабженных в зоне над внутренним диаметром резьбы расположенными в различных направлениях отрезками волокон арамида и стекловолокон, образованными проминанием не совпадающих с шагом резьбы канавок в арамидном слое намотанным стекложгутом с последующей нарезкой резьбы с частичным перерезанием этих волокон. Резьбовое соединение зафиксировано эластичным клеем, армированным ворсами арамидных волокон, образованными при упомянутом их перерезании. Группа изобретений позволяет повысить технологичность изготовления корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Корпус твердотопливного ракетного двигателя из композиционного материала содержит силовую цельномотанную оболочку типа «кокон» и оболочку второго кокона. Между наружной поверхностью днища силовой оболочки в зоне экватора и оболочкой второго кокона установлен кольцевой эластичный клин. В эластичном клине с торца выполнена кольцевая щель, внутренняя поверхность которой покрыта эластичной тканью, а внутри щели проложена фторопластовая пленка. Изобретение позволяет повысить надежность корпуса ракетного двигателя за счет исключения расслоения по контактным поверхностям эластичного клина. 3 ил.

Предлагаемый способ относится к ракетной технике и предназначен для подготовки внутренней поверхности корпуса твердотопливного ракетного двигателя перед заливкой в корпус смесевого топлива. При подготовке внутренней поверхности корпуса перед заливкой смесевого топлива наносят на внутреннюю поверхность корпуса двигателя теплозащитное покрытие, выполненное с защитно-крепящим слоем, состоящим из герметизирующего слоя резины и слоя объемной эластичной ткани с развитой поверхностью. Непосредственно перед заливкой в корпус смесевого топлива удаляют объемную ткань с развитой поверхностью защитно-крепящего слоя. Изобретение позволяет упростить подготовку корпуса двигателя перед заливкой в него смесевого топлива без снижения прочности скрепления топлива с корпусом, а также уменьшить пассивную массу двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей. При изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя укладывают послойно на жесткую оправку слои невулканизованной резины на основе синтетических каучуков до получения пакета требуемой толщины и вулканизируют полученный пакет. Производят шероховку и обезжиривание поверхности пакета вулканизованной резины. На обработанную поверхность наносят раствор, полученный смешением этилацетата, бензина и резины, массой 0,2-0,25 от общей массы раствора. Выдерживают при комнатной температуре до образования конфекционной липкости нанесенного раствора. Укладывают дополнительные слои невулканизованной резины с последующей вулканизацией в составе корпуса ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить качество изготовления теплозащитного покрытия ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам непрерывного контроля над состоянием конструкции корпуса ракетного двигателя, выполненного из полимерного композитного материала. Корпус ракетного двигателя снабжен источником питания, электронно-вычислительной машиной, оптическим рефлектометром, а также генератором и приемником световых импульсов, соединенных между собой несколькими волоконно-оптическими матрицами. Волоконно-оптические матрицы введены непосредственно в структуру корпуса ракетного двигателя. Одни концы оптических волокон в волоконно-оптической матрице собраны на днище корпуса ракетного двигателя и оптически соединены с генератором световых импульсов, а другие собраны на противоположном днище корпуса ракетного двигателя и оптически соединены с приемником световых импульсов. Изобретение позволяет выявлять нарушения целостности корпуса ракетного двигателя, а также регистрировать изменение температуры его поверхности и воздействие ионизирующего излучения. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционного материала. Корпус ракетного двигателя твердого топлива из композиционных материалов типа «кокон» содержит силовую внутреннюю и наружную оболочки, сформированный на наружной оболочке стыковочный шпангоут с отверстиями и установленными в них штифтами. Отверстия и установленные в них штифты размещены в двух диаметрально противоположных сегментах шпангоута. Зоны стыковочного шпангоута, в которых размещены отверстия, охвачены П-образными металлическими накладками с отверстиями, соосными с отверстиями на шпангоуте. В плоскости симметрии противоположных сегментов установлены штифты, снабженные цилиндрическими гнездами для соединения с ответной частью стыкуемого изделия. Штифты содержат упорные буртики. Изобретение позволяет повысить надежность и снизить массу ракетного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива малого удлинения и заряда скрепленного, содержащего данный корпус. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит силовую оболочку, включающую переднее и заднее днища, задний фланец, переднюю крышку и внутреннее теплозащитное покрытие. В теплозащитном покрытии заднего днища размещена манжета, скрепленная с днищем на его максимальном и меньшем диаметрах. На манжете выполнена кольцевая законцовка, образующая которой расположена под углом к образующей поверхности теплозащитного покрытия. Поверхность теплозащитного покрытия между законцовкой и отверстием заднего фланца покрыта антиадгизивным материалом, например фторопластовой пленкой. Другое изобретение группы относится к заряду скрепленному, содержащему указанный выше корпус ракетного двигателя твердого топлива и скрепленный с теплозащитным покрытием корпуса заряд, горящая поверхность которого образована центральным глухим каналом. На заряде выполнен открытый торец, формирующий дополнительную часть горящей поверхности, а диаметр нескрепленного с теплозащитным покрытием открытого торца превышает диаметр отверстия заднего фланца, при этом законцовка манжеты внедрена в заряд. Изобретения позволяют упростить конструкцию корпуса ракетного двигателя твердого топлива и заряда скрепленного, а также снизить массу корпуса ракетного двигателя твердого топлива и увеличить надежность заряда скрепленного. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

При изготовлении теплозащитного покрытия поверхности, подвергающейся воздействию высоких температур и скоростных потоков, формируют материал покрытия, укладывают сформированный материал на защищаемую поверхность, и осуществляют вулканизацию его с нагревом и под давлением. В процессе формирования теплозащитный материал разогревают и перепускают на экструдере через профильную фильеру, например, треугольного сечения, после чего полученные шнуры послойно укладывают на защищаемую поверхность, на которую предварительно наносят клей. Каждый слой выполняют из двух шнуров, укладываемых по спирали, с шагом, равным длине основания сечения шнура. Основание сечения первого шнура обращено в сторону защищаемой поверхности, второй шнур вершинами сечения укладывают во впадины между витками первого. Затем проводят вулканизацию теплозащитного материала. Изобретение позволяет повысить качество теплозащитного покрытия, а также сократить цикл его изготовления. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке корпусов ракетных двигателей твердого топлива ракет и реактивных снарядов, в том числе снарядов систем залпового огня. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу. Одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром 0,985 0,995 калибра реактивного снаряда, толщиной 1,2 1,7 толщины цилиндрической обечайки и длиной 0,05 0,15 калибр реактивного снаряда. С наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы и расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком. Углы конусности компенсаторов составляют 10-20 градусов. Изобретение позволяет снизить эксцентриситет тяги за счет уменьшения смещения и перекоса осей корпуса и стыкуемых элементов при работе ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок. Корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления, металлическую обечайку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°С. Кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м·K). Коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°С составляют примерно 20·10^-6 1/°С и 20 ГПа соответственно. Толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения. Изобретение направлено на улучшение характеристик двигателя, на повышение его экономичности за счет создания корпуса камеры сгорания без дополнительной подачи воздуха на ее наружное охлаждение. 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Снаряженный корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит корпус с теплозащитным покрытием и размещенный в нем канальный заряд, частично скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам эластичными манжетами, выполненными из чередующихся слоев эластичных материалов и слоев эластичной ткани. Законцовка манжеты направлена внутрь по поверхности канала заряда снаряженного корпуса, скреплена с поверхностью канала заряда и выполнена с равномерным утонением к ее краю. Утонение на краю законцовки составляет 0,1-0,5 толщины манжеты, а ее длина выбирается из условия, определяемого математическим выражением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет исключить попадание топливной массы в заманжетную полость и повысить надежность работы снаряженного корпуса. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к таким системам, как неуправляемые авиационные ракеты, реактивные системы залпового огня и стартовые ступени зенитных управляемых ракет. Корпус ракетного двигателя на твердом топливе включает сам корпус и выполненный за одно целое с ним сопловой блок. Контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена теплозащитным покрытием. Корпус и сопловой блок выполнены изотермической штамповкой из трубы на основе сплава алюминия. Теплозащитное покрытие выполнено эрозионно стойким на основе анодной пленки оксида алюминия с толщиной до 60 мкм. Сопловой блок выполнен с узлами крепления оперения. Изобретение позволяет упростить технологический процесс изготовления, а также повысить надежность, безопасность и пассивный вес корпуса. 2 ил.

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей. Способ изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя включает послойную укладку на жесткую оправку слоев теплозащитного покрытия и установку обрезиненного фланца. Затем на пакет материалов теплозащитного покрытия в районе фланца устанавливают через разделительный слой из тонкой капроновой ткани жесткий металлический элемент с профилем, эквидистантным профилю готового изделия. Жесткий металлический элемент включает два металлических полукольца, охватывающих горловину фланца, и установленное встык к полукольцам металлическое кольцо. Затем производят вулканизацию в гидроклаве при нагреве и под давлением, передаваемым поверхности полученного пакета через вакуумный мешок. После охлаждения снимают вакуумный мешок, жесткий металлический элемент и разделительный слой. Изобретение позволяет повысить качество изготовления внутреннего теплозащитного покрытия, за счет исключения дефектов, образующихся в процессе вулканизации. 2 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 теплозащитным материалам, которые могут использоваться в авиа- и ракетостроении, и способны к экологически чистой утилизации в составе изделия. Теплозащитный материал выполнен из сформированного слоя арамидного волокна нетканой структуры с диаметром волокна от 1 до 10 нм, проложенного между двумя слоями резиновой смеси на основе этилен-пропилендиенового каучука с последующей вулканизацией в составе изделия. Изобретение позволяет за счет использования нового нановолокнистого наполнителя решить проблему его утилизации по окончании жизненного цикла изделия. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусам твердотопливных ракетных двигателей из композиционного материала. Корпус содержит силовую цельномотанную оболочку типа «кокон», оболочку второго кокона и плоские кабели бортовой кабельной сети, расположенные в поперечном сечении на расстояниях, определяемых соотношением, защищаемым настоящим изобретением. В прилегающей к кабелю зоне пространство между силовой оболочкой и оболочкой второго кокона заполнено эластичной резиновой прослойкой переменной толщины в поперечном сечении корпуса. Внешняя поверхность прослойки выполнена выпуклой и плавно сопряжена с наружной поверхностью силовой оболочки и наружной поверхностью кабеля. Изобретение позволяет повысить надежность и прочность корпуса ракетного двигателя твердого топлива с вмотанными кабелями бортовой кабельной сети за счет исключения местных изгибных напряжений в силовой оболочке и в оболочке второго кокона при действии внутреннего давления. 5 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей на твердом топливе. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит силовую оболочку из композиционного материала, облицованную изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала, и экран, выполненный в виде сплошного покрытия из электропроводящего состава. Электропроводящий состав состоит из полимерного связующего, органического растворителя и ультрадисперсного электропроводящего порошка со стабильной электропроводностью, например алюминиевой пудры. Изобретение позволяет обеспечить защиту топливного заряда от СВЧ-средств поражения и исключить несанкционированное изменение параметров работы ракетного двигателя твердого топлива. 1 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусам ракетных двигателей на твердом топливе, изготовляемым из композиционного материала. Корпус твердотопливного ракетного двигателя из композиционного материала содержит силовую цельномотанную оболочку типа кокон, оболочку второго кокона и плоские кабели бортовой кабельной сети. Средняя часть кабелей размещена в межкоконном пространстве, а концевые части кабеля от межкоконного пространства до разъемов и сами разъемы - снаружи на днищах силовой оболочки, при этом разъемы закреплены на днищах. Длины концевых частей кабеля больше длин меридиональных дуг под ними на днищах, а разности между длинами концевых частей кабеля и длинами соответствующих им меридиональных дуг под ними удовлетворяют соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность работы вмотанных кабелей в корпусе ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала за счет исключения натяжения металлических проводов кабелей. 5 ил.

Заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд и защитно-крепящий слой, выполняющий функции теплозащитного покрытия и крепящего слоя. Топливный заряд изготовлен из высокоэнергетического топлива с высокой степенью пластификации нитроэфирами. Защитно-крепящий слой выполнен на отличной от топлива полимерной основе, характеризующейся ограниченным набуханием в нитроэфирах. Между защитно-крепящим слоем и топливным зарядом размещен выполненный на полимерной основе топлива промежуточный слой с технологически безопасным и совместимым с топливом пластификатором, свободным от нитроэфиров. Количество пластификатора в промежуточном слое ограничено сверху из условия получения адгезионных прочностных характеристик системы защитно-крепящий слой - промежуточный слой - топливо на уровне и выше прочностных характеристик топлива и снизу из условия ограничения неоднородности жесткостных и деформационных характеристик в прикорпусной области топливного заряда до уровня, обеспечивающего требуемый ресурс работоспособности топливного заряда. Изобретение позволяет обеспечить высокое качество и надежную работоспособность зарядов из высокоэнергетических смесевых твердых топлив в течение длительных гарантийных сроков эксплуатации. 3 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусу ракетного двигателя твердого топлива, изготовляемому из композиционного материала. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит силовую цельномотанную оболочку малого удлинения типа «кокон» и цилиндрическую оболочку с узлами стыка. Силовая оболочка соединена с цилиндрической оболочкой с помощью лент. Средняя часть лент закреплена зонным спиральным слоем на силовой оболочке, а концы лент с переднего и заднего днищ развернуты относительно границ зонного спирального слоя в направлениях заднего и переднего узлов стыка соответственно и закреплены на цилиндрической оболочке. Все части ленты расположены под углом к продольной оси корпуса, определяемым из соотношения защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность конструкции корпуса ракетного двигателя малого удлинения за счет обеспечения высокой прочности скрепления силовой и цилиндрической оболочек корпуса. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке корпусов из композиционных материалов ракетных двигателей на твердом топливе. Формирование теплозащитного покрытия днища корпуса ракетного двигателя на твердом топливе из композиционного материала осуществляют путем сворачивания на кольцевом выступе в торцевой части оправки полос экструдированного резинового материала, например, в виде лент в рулон таким образом, что торцы лент контактируют с оправкой, формируя тем самым профиль теплозащитного покрытия. После получения профиля теплозащитного покрытия на него производят намотку корпуса, включая днище, с последующей полимеризацией связующего в полученном изделии. Формирование теплозащитного покрытия производят сворачиванием двух сложенных полос, одна из которых выполнена из эрозионно стойкого резинового материала с плотностью 1,2 кг/дм³, а другая - из теплостойкого резинового материала с плотностью 0,9 кг/дм³. Изобретение позволяет снизить массу теплозащитного покрытия за счет получения покрытия с оптимальной среднеинтегральной плотностью. 2 ил.

Изобретение относится к конструкциям ракетных двигателей на твердом топливе и может быть использовано при проектировании скрепленного с корпусом двигателя заряда из смесевого твердого топлива. Устройство для формования заряда из смесевого твердого топлива содержит корпус с эластичными манжетами, имеющими кольцевую канавку, и технологические крышки с выступом, входящим в кольцевую канавку эластичных манжет. Для снижения технологических напряжений торцевую часть эластичных манжет в зоне скрепления с корпусом размещают в кольцевой проточке фланцев корпуса. Предпочтительно внутренний диаметр выступа технологических крышек равен 1,0001-1,002 наружного диаметра свободной части эластичных манжет. Изобретение позволяет снизить технологические напряжения, возникающие на границах контактных поверхностей "корпус - эластичная манжета" и "эластичная манжета - топливо", в процессе изготовления и эксплуатации прочноскрепленных с корпусом зарядов твердого топлива и предотвратить их отслоение. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области изготовления оболочек из композиционных материалов и может найти применение в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива, выполненных из полимерных композиционных материалов. Корпус твердотопливного ракетного двигателя из композиционных материалов содержит силовую оболочку в виде кокона, выполненного методом непрерывной намотки, намотанную оболочку второго кокона и плоские кабели бортовой кабельной сети, вмотанные в межкоконное пространство. Кабели бортовой кабельной сети в поперечном сечении оболочки расположены относительно друг друга на расстояниях, определяемых по защищаемой настоящим изобретением зависимости. Пространство между кабелями послойно заполнено эластичными резиновыми прослойками, выложенными на всю длину цилиндрической части и имеющими переменную ширину, равную межкабельному расстоянию на соответствующем радиусе расположения данной прослойки. Изобретение позволяет повысить прочность и надежность корпуса ракетного двигателя твердого топлива за счет равномерного распределения напряжений в слоях композиционного материала корпуса в процессе работы. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, сопловое дно с теплозащитным покрытием и заряд твердого топлива, частично забронированный по наружной поверхности. На сопловом дне в районе его стыка с камерой, напротив небронированной части заряда, установлен экран из теплозащитного материала, образующий застойную зону между камерой и сопловым дном. Экран выполнен в виде отдельной детали или за единое целое с сопловым дном. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива за счет уменьшения прогрева стенки камеры сгорания и стыковочного узла, а также увеличить полный импульс тяги за счет максимального заполнения камеры сгорания топливом. 2 ил.