корпус ракетного двигателя на твердом топливе

Формула изобретения

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе, включающий сам корпус и выполненный за одно целое с ним сопловой блок, при этом контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена теплозащитным покрытием, отличающийся тем, что 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, а сопловой блок выполнен с узлами крепления оперения.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к таким системам, как неуправляемые авиационные ракеты (ПАР), реактивные системы залпового огня (РСЗО), стартовые ступени зенитных управляемых ракет (ЗУР) и др.

Стоящие на вооружении многих стран системы в массе своей достаточно сложны при их изготовлении и эксплуатации. Поэтому существует проблема упрощения технологии массового изготовления, снижения веса готового изделия и соответственно повышения надежности его при эксплуатации.

Известно техническое решение по патенту РФ №2138670 (кл. 6 F02K 9/08, заявл. 30.12.1997 г.), включающее корпус ракетного двигателя, внутренняя поверхность которого покрыта теплоизоляционным слоем, сопловой блок, выполненный за одно целое с корпусом ракетного двигателя.

Известная конструкция имеет своим недостатком отсутствие теплозащитного покрытия на внутренней стенке соплового блока. Это снижает надежность защиты внутренней поверхности от температурного и механического воздействия продуктов сгорания твердого топлива.

В качестве прототипа нами выбрано техническое решение по патенту США №3,108,433 от 04.03.1960, кл. 60-35.6, включающее корпус ракетного двигателя и сопловой блок, выполненный за одно целое с корпусом, при этом контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена теплозащитным покрытием.

Недостатком известного технического решения является отсутствие в нем соплового блока с оптимально профилированным соплом (входной частью, критическим сечением и расширяющейся сверхзвуковой частью) и блока стабилизации с узлами крепления оперения.

Задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является упрощение технологического процесса изготовления корпуса, повышение надежности и безопасности, снижение пассивного веса.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемой конструкции корпус ракетного двигателя и сопловой блок выполнены за одно целое изотермической штамповкой из трубы на основе сплава алюминия, а контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена эрозионностойким теплозащитным покрытием на основе анодной пленки оксида алюминия с толщиной до 60 мкм. Сопловой блок выполнен с узлами крепления оперения.

Использование в предлагаемой конструкции корпуса в качестве тепловой защиты корпуса эрозионностойкого покрытия на основе анодной пленки оксида алюминия позволяет значительно упростить технологический процесс изготовления, повысить безопасность, не снижая его надежности.

Использование соплового блока указанной конструкции в сочетании с узлами крепления оперения повышает надежность и снижает пассивный вес.

Использование в качестве исходного материала всего корпуса трубной заготовки из сплава на основе алюминия значительно снижает общий вес, упрощая технологический процесс изготовления.

В результате патентно-информационного поиска нами не выявлены известные технические решения, обладающие перечисленными признаками и применяемые по тому же назначению.

Техническими преимуществами предлагаемой конструкции корпуса ракетного двигателя на твердом топливе являются следующие:

1) снижение пассивного веса корпуса ракетного двигателя за счет использования для его изготовления легкого сплава на основе алюминия;

2) повышение надежности корпуса за счет возможности использования в качестве теплозащитного покрытия анодной пленки оксида алюминия и объединения в одно целое самого корпуса, соплового блока и блока стабилизации;

3) снижение трудоемкости при изготовлении.

Сущность заявляемого технического решения и его отличие от описанного в прототипе поясняется следующими графическими материалами.

На фиг.1 приведена конструкция, описанная в прототипе, где

1 - корпус двигателя, 2 - сопловой блок, 3 - теплозащитное покрытие.

На фиг.2 приведена предлагаемая конструкция, где

1 - корпус двигателя, 2 - сопловой блок с оптимальным профилированным соплом и блоком стабилизации, 3 - теплозащитное покрытие, 4 - ось крепления пера.

Как описано на фиг.2, предлагаемая конструкция включает корпус 1 ракетного двигателя, сопловой блок 2, теплозащитное покрытие 3, блок 4 стабилизации с раскрывающимся оперением.

Все элементы предлагаемой конструкции 1, 2, 4 выполнены за одно целое из одной трубной заготовки на основе сплава алюминия.

Пример изготовления.

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе изготавливают из тонкостенной трубы стандартного проката из сплава на основе алюминия, например Д16Т, способом изотермической штамповки (по патенту РФ №2174455 от 10.04.1986 г.). За один ход пресса формуется за одно целое камера сгорания, оптимальное профилированное сопло с входной дозвуковой частью, критическим отверстием, расширяющейся сверхзвуковой частью, в которой выполнены узлы крепления оперения. Внутренняя поверхность корпуса и соплового блока, контактирующая с продуктами сгорания твердого топлива, защищена эрозионностойкой анодной пленкой оксида алюминия толщиной до 60 мкм. Пленка наносится электрохимическим методом.

Проверка опытного образца подтвердила правильность использования в предлагаемом техническом решении всех указанных в формуле изобретения признаков. Это позволяет начать изготовление корпусов в массовом производстве.