пороховой заряд твердого ракетного топлива

Формула изобретения

1. Пороховой заряд твердого ракетного топлива, содержащий дно камеры ракетного двигателя и цилиндрические штифты с кольцевой проточкой, скрепленные с дном камеры ракетного двигателя эластомерным крепящим материалом, на штифтах при помощи клеевого состава закреплены канальные пороховые элементы, причем штифт вклеен в канал каждого порохового элемента, отличающийся тем, что эластомерный крепящий материал представляет собой низковязкую быстроотверждаемую полиуретановую композицию, каждый пороховой элемент установлен на штифте до разделительного цилиндрического пояска штифта таким образом, что торцевая поверхность порохового элемента плотно сопряжена с торцевой поверхностью разделительного цилиндрического пояска штифта, при этом разделительный цилиндрический поясок штифта имеет диаметр равный наружному диаметру порохового элемента и ширину 1-2 мм, а на части штифта, входящей в канал порохового элемента, на расстоянии 1,0-1,5 мм от поверхности контактирующей с пороховым элементом выполнена дополнительная кольцевая проточка длиной 3,5-4,2 мм и глубиной 0,25-0,3 мм, заполненная клеевым составом, при этом штифты установлены с упором в дно камеры ракетного двигателя путем равномерного погружения в низковязкую быстроотверждаемую полиуретановую композицию, а последняя заполняет дно камеры ракетного двигателя до разделительного цилиндрического пояска штифта.

2. Пороховой заряд твердого ракетного топлива по п.1, отличающийся тем, что на части штифта, входящей в канал порохового элемента, выполнена фаска размером 0,5 мм × 45°, при этом соотношение склеиваемой поверхности штифта в канале порохового элемента к общей длине штифта составляет от 0,53 до 0,55.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и касается порохового заряда твердого ракетного топлива (ТРТ) «щеточного» типа, скрепленного с дном камеры стартового двигателя ракетного комплекса с оптическим наведением на разгонно-маршевом участке.

Необходимость скрепления пороховых элементов с дном камеры ракетного двигателя (РД) таких зарядов обусловлена воздействием высоких полетных перегрузок на разгонно-маршевом участке.

Известен заряд «щеточного» типа - патент RU № 2183606, формируемый путем сборки пороховых элементов при помощи центрующего стержня, уплотнением его по диаметру эластичным хомутом, равномерным распределением полимерного материала по поверхности дна камеры РД при непрерывном его вращении, а скрепление пороховых элементов одним концом с передним дном камеры РД осуществляют путем погружения в полимерный материал и прижима пучка пороховых элементов до упора в дно камеры РД до отверждения полимерного материала.

Указанное техническое решение обеспечивает надежное крепление пороховых элементов, но при этом часть пороховых элементов, приблизительно 10-15 мм находится в заделке в полимерном материале. К недостаткам такой конструкции можно отнести невозможность обеспечить устойчивое оптическое наведение при работе двигателя на разгонно-маршевом участке из-за наличия вторичного пламени от догорающих остатков пороховых элементов заряда «щеточного» типа в местах их скрепления с дном камеры РД.

Известен пороховой заряд твердого ракетного топлива, патент RU № 2305202, МПК F02K 9/36, опубликованный 27.08.2007 г.и взятый за прототип, содержащий крышку, заполненную эластичным клеящим материалом, в которой установлены цилиндрические штифты с кольцевой проточкой и с закрепленными на них, при помощи клеевого состава, канальными пороховыми шашками.

Недостатком такого крепления является то, что кольцевая проточка цилиндрических штифтов, запрессованных в эластомерный крепящий материал, в качестве которого используется вулканизованная резиновая смесь, не полностью заполняется вулканизованной резиновой смесью, и как следствие этого, под воздействием полетных перегрузок штифты вырываются из нее. Так же необходимо отметить, что используемая резиновая смесь любой марки имеет температуру хрупкости на уровне минус ~ 50°С и при незначительном увеличении температуры вулканизации до 150°С и увеличении времени вулканизации, значительно повышается температура хрупкости до минус 30-45°С, что не допускается при эксплуатации изделий в зоне низких температур.

Технической задачей настоящего изобретения является устранение вышеизложенных недостатков, а именно повышение прочности крепления штифтов и надежности работы заряда «щеточного» типа при эксплуатации в зоне низких температур.

Технический результат достигается за счет того, что пороховой заряд твердого ракетного топлива, содержащий дно камеры ракетного двигателя (фиг.1, поз.4) и цилиндрические штифты (фиг.1, поз.2) с кольцевой проточкой (фиг.2, поз.5), скрепленные с дном камеры ракетного двигателя эластомерным крепящим материалом, на штифтах при помощи клеевого состава закреплены канальные пороховые элементы, причем штифт вклеен в канал каждого порохового элемента.

В этом пороховом заряде эластомерный крепящий материал (фиг.2, поз.3) представляет собой низковязкую быстроотверждаемую полиуретановую композицию, содержащую следующие компоненты: гидроксилсодержащий полибутадиеновый каучук СКД-ГТРА, 1,4-бутиленгликоль, триметилолпропан, масло трансформаторное, окись цинка, стабилизатор 222-08 или 222-09 и 4,4'- дифенилметандиизоцианат.

Каждый пороховой элемент (фиг.2, поз.1) установлен на штифте (фиг.2, поз.2) до разделительного цилиндрического пояска штифта (фиг.2, поз.6) таким образом, что торцевая поверхность порохового элемента плотно сопряжена с торцевой поверхностью разделительного цилиндрического пояска штифта (фиг.2, поз.6), при этом разделительный цилиндрический поясок штифта имеет диаметр, равный наружному диаметру порохового элемента, и ширину 1-2 мм, а на части штифта, входящей в канал порохового элемента, на расстоянии 1,0-1,5 мм от поверхности, контактирующей с пороховым элементом, выполнена дополнительная кольцевая проточка (фиг.2, поз.7) длиной 3,5-4,2 мм и глубиной 0,25-0,30 мм, заполненная клеевым составом (фиг.2, поз.8), при этом штифты установлены с упором в дно камеры ракетного двигателя (фиг.2, поз.4) путем равномерного погружения в низковязкую быстроотверждаемую полиуретановую композицию (фиг.2, поз.3), а последняя заполняет дно камеры ракетного двигателя до разделительного цилиндрического пояска штифта (фиг.2, поз.6).

Технический результат достигается также за счет того, что на части штифта, входящей в канал порохового элемента, выполнена фаска размером 0,5 мм × 45° (фиг.2, поз.9), при этом соотношение склеиваемой поверхности штифта в канале порохового элемента к общей длине штифта составляет от 0,53 до 0,55.

Низковязкая быстроотверждаемая полиуретановая композиция (фиг.2, поз.3), заполняющая дно камеры ракетного двигателя, обладает в сравнении с резиновой смесью достаточной прочностью 30-50 кгс/см² (против 8,8 МПа), относительным удлинением 400-800% (против 250%), модулем упругости 26-36 кгс/см² (против 345 кгс/см²), а главное преимущество, что температура хрупкости находится ниже минус 78°С (против минус 50°С).

Штифты выполнены из материала СВ АМг 6.5.00 по ГОСТ 7871-75 с покрытием хим окс 3 или из конструкционного термопласта, например полиамида.

Сущность изобретения в том, что предлагаемый пороховой заряд твердого ракетного топлива исключает наличие догораемых остатков ТРТ, т.е. появление вторичного пламени, поскольку исключена заделка пороховых элементов непосредственно в эластомерный крепящий материал, а также обеспечивает надежное крепление штифтов, входящих в канал каждого порохового элемента, с дном камеры ракетного двигателя, за счет использования штифтов особой конструкции и инизковязкой быстроотверждаемой полиуретановой композиции, имеющей низкую температуру хрупкости, что обеспечивает надежность работы порохового твердого ракетного топлива при эксплуатации в зоне низких температур.

Сущность изобретения поясняется следующими чертежами.

Фиг.1 - пороховой заряд твердого ракетного топлива:

1 - пороховой элемент;

2 - штифт;

3 - низковязкая быстроотверждаемая полиуретановая композиция;

4 - дно камеры ракетного двигателя.

Фиг.2 - Цилиндрический штифт:

1 - пороховой элемент;

3 - низковязкая быстроотверждаемая полиуретановая композиция;

4 - дно камеры ракетного двигателя;

5 - кольцевая проточка, заполняемая низковязкой быстроотверждаемой полиуретановой композицией;

6 - разделительный цилиндрический поясок;

7 - дополнительная кольцевая проточка, входящая в канал порохового элемента;

8 - клеевой состав;

9 - фаска 0,5 мм × 45°.

Предлагаемый заряд испытан с положительными результатами на ФКП «Пермский пороховой завод».