Российская федерация федеральная служба по интеллектуальной собственности
 Скачать 158.03 Kb.
|
|
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (19) RU (11) 2 274 758 (13) C1 (51) МПК F02K 9/24 (2006.01) (12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ (21), (22) За вка: 2004124613/06, 12.08.2004 (24) Дата начала отсчета срока действи патента: 12.08.2004 (45) Опубликовано: 20.04.2006 Бюл. № 11 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2133368 С1, 20.07.1999. RU 2035217 C1, 20.05.1995. RU 2064600 C1, 27.07.1996. RU 2088783 C1, 27.08.1997. RU 2105181 C1, 20.02.1998. RU 2213877 C2, 10.10.2003. RU 2230925 C2, 20.06.2004. FR 2552494 A1, 29.03.1985. FR 2569237 A1, 21.02.1986. EP 0242161 A2, 21.10.1987. FR 2614651 A1, 04.11.1987. FR 2665860 A1, 21.02.1992. Адрес дл переписки: 300001, г.Тула, Щегловска засека, ГУП "Конструкторское бюро приборостроени " (72) Автор(ы): Дудка В чеслав Дмитриевич (RU), Кузнецов Владимир Маркович (RU), Швыкин Юрий Сергеевич (RU), Махонин Владимир Владимирович (RU), Маликов Эрнес Никифорович (RU), Коликов Владимир Анатольевич (RU), Коренной Александр Владимирович (RU), Гольнев Игорь Анатольевич (RU) (73) Патентообладатель(и): Государственное унитарное предпри тие "Конструкторское бюро приборостроени " (RU) (54) СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА И РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА (57) Реферат: Изобретение относитс к области ракетной техники, в частности к изготовлению ракетных двигателей твердого топлива, и может найти применение в реактивных системах залпового огн , зенитных ракетных комплексах противотанковых управл емых снар дах как вновь разрабатываемых, так и в модернизируемых. Способ изготовлени ракетного двигател твердого топлива включает укладку на торцы установленной на валу оправки закладных деталей двигател , укладку теплозащитного покрыти , намотку силовой оболочки корпуса и термообработку. В качестве оправки используют установленный на вал пороховой зар д твердого ракетного топлива с газоводным каналом, эквидистантным валу оправки. Между закладными детал ми двигател и теплозащитным покрытием укладывают герметизирующий слой. Термообработку намотанного корпуса ракетного двигател осуществл ет методом холодного отверждени . Изобретение позвол ет создать ракетный двигатель твердого топлива с высоким коэффициентом заполнени камеры сгорани . 2 н.п. ф-лы, 2 ил. Страница: 1 RU RU 2 2 7 4 7 5 8 C 1 1 C 8 5 7 4 7 2 2 U R Страница: 2 RU 2 2 7 4 7 5 8 C 1 1 C 8 5 7 4 7 2 2 U R RUSSIAN FEDERATION FEDERAL SERVICE FOR INTELLECTUAL PROPERTY, PATENTS AND TRADEMARKS (19) RU (11) 2 274 758 (13) C1 (51) Int. Cl. F02K 9/24 (2006.01) (12) ABSTRACT OF INVENTION (21), (22) Application: 2004124613/06, 12.08.2004 (24) Effective date for property rights: 12.08.2004 (45) Date of publication: 20.04.2006 Bull. 11 Mail address: 300001, g.Tula, Shcheglovskaja zaseka, GUP "Konstruktorskoe bjuro priborostroenija" (72) Inventor(s): Dudka Vjacheslav Dmitrievich (RU), Kuznetsov Vladimir Markovich (RU), Shvykin Jurij Sergeevich (RU), Makhonin Vladimir Vladimirovich (RU), Malikov Ehrnes Nikiforovich (RU), Kolikov Vladimir Anatol'evich (RU), Korennoj Aleksandr Vladimirovich (RU), Gol'nev Igor' Anatol'evich (RU) (73) Proprietor(s): Gosudarstvennoe unitarnoe predprijatie "Konstruktorskoe bjuro priborostroenija" (RU) (54) METHOD OF MANUFACTURE OF SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE AND SUCH SOLID- PROPELLANT ROCKET ENGINE (57) Abstract: FIELD: rocketry. SUBSTANCE: invention relates to solid- propellant rocket engines and it can be used in volley fire systems and anti-aircraft rocket complexes, controlled tank-killer rockets, both under development and modernization. Proposed method of manufacture of solid-propellant rocket engine includes placing of engine embedded parts onto end faces of mandrel installed on shaft, laying of heat protection coating, winding of power envelope of housing and heat treatment. Used as mandrel is powder charge of solid- propellant with gas outlet channel equidistant to shaft of mandrel. Sealing layer is placed between embedded parts of engine and heat protection coating. Heat treatment of wound housing of rocket engine is provided by cold curing method. EFFECT: provision of solid-propellant propellant rocket engine with high coefficient of filling of combustion chamber. 3 cl, 2 dwg Страница: 3 EN RU 2 2 7 4 7 5 8 C 1 1 C 8 5 7 4 7 2 2 U R RU 2 274 758 C1 Предлагаемое изобретение относитс и области ракетной техники, в частности к изготовлению ракетных двигателей твердого топлива, и может найти применение в реактивных системах залпового огн , зенитных ракетных комплексах, противотанковых управл емых снар дах как вновь разрабатываемых, так а в модернизируемых. Известен двигатель твердого топлива (патент России №2088783 от 27.08.97 г., МПК 6 F 02 К 9/08), содержащий корпус в виде неразъемных переднего и соплового днищ, скрепленных посредством цилиндрического участка, выполненный с длиной, не превышающей 1,5 его диаметра, сопло и зар д смесевого ракетного твердого топлива, размещенный в корпусе с торцевым зазором относительно соплового днища и выполненный с глухим центральным каналом и сообщенными с ним продольными щел ми. Торцева стенка глухого канала расположена в зоне цилиндрического участка корпуса, а суммарный объем полости зар да, включающий полости центрального канала и щелей, а также полость торцевого зазора, заключенную между открытой торцевой поверхностью зар да и сопловым днищем, составл ет: w ?? кр ?к, где ? кр - площадь критического сечени сопла; К=0,027 - эмпирический коэффициент. Как видно из описани , технической задачей, решаемой изобретением, вл етс создание ракетного двигател твердого топлива (РДТТ) с высоким коэффициентом заполнени камеры сгорани и массового совершенства двигател . Улучшение характеристик РДТТ достигаетс тем, что корпус двигател выполн ют цельномотанным по типу "кокон" из композиционных материалов, зар д скреплен с корпусом заливкой под давлением смесевого ракетного топлива, при которой корпус максимально возможно заполн етс , после чего смесевое ракетное топливо полимеризуето . Однако данна конструкци и способ изготовлени РДТТ применительно к двигател м из композиционного материала имеет р д недостатков, а именно: - сложность технологии изготовлени зар да, осуществл емой заливкой в корпусе РДТТ под давлением с последующей полимеризацией под давлением при посто нной повышенной (плюсовой) температуре в течение длительного времени с медленным длительным остыванием. В результате такое изготовление зар да может занимать в зависимости от размеров двигател от нескольких суток до нескольких недель. Необходимость заполнени двигател топливом под давлением и полимеризаци при повышенной температуре вызвана требовани ми по монолитности зар да, т.к. при наличии раковин в зар де возможно нерасчетное увеличение поверхности горени и давлени , привод щее к разрушению РДТТ; - гигроскопичность смесевого твердого ракетного топлива, что требует специальных условий хранени ; - значительные деформации на внутренней поверхности канала зар да при отрицательных (минусовых) температурах, вызванные разностью температуры зар да и равновесной температуры - температурой, при которой осуществл етс полимеризаци топлива и в зар де отсутствуют напр жени . В результате длительного хранени под действием сезонных и суточных колебаний температур в скрепленном зар де происходит накопление напр жений и снижаетс его механическа прочность. Известен ракетный двигатель твердого топлива (патент России №2133368 от 20.07.1999 г., МПК 6 F 02 К 9/08), содержащий камеру сгорани , размещенный в ней частично бронированный по наружной поверхности и с конической поверхностью со стороны соплового блока пороховой зар д. В нем камера сгорани выполнена со ступенчатой стенкой теплозащитного покрыти , причем толщина теплозащитного покрыти над бронированной частью порохового зар да составл ет 0,4-0,6 толщины теплозащитного покрыти над оголенной частью порохового зар да, а его длина 0,6-0,8 длины бронированного покрыти цилиндрической части порохового зар да. Как видно из описани изобретени , задачей изобретени вл етс обеспечение весового совершенства ракетного двигател из композиционного материала, т.е. Страница: 4 DE 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 RU 2 274 758 C1 уменьшение веса его корпуса при одновременном обеспечении его заданной надежности, что обеспечиваетс специальной технологией намотки композиционного материала и укладкой теплозащитного покрыти (ТЗП). В этом описании подробно изложен способ изготовлени корпуса ракетного двигател , заключающийс в том, что на подготовленную вращающуюс оправку с закладными детал ми двигател , укладываетс ТЗП с герметизирующим слоем с последующей дальнейшей обт жкой (намоткой) садовой оболочки корпуса и термообработкой. Однако и данный способ изготовлени двигател и сама конструкци двигател обладает следующим существенным недостатком, а именно: - низкий коэффициент заполнени корпуса двигател топливом, обусловленный значительным свободным объемом между корпусом и зар дом, что не обеспечивает высокого массового совершенства двигател . В даваем изобретении используетс вкладной пороховой зар д твердого ракетного топлива, полученный методом прессовани баллиститного ракетного топлива с дальнейшей обработкой наружной поверхности с соблюдением расчетных режимов резани (дл каждого топлива свой) с обильным орошением водой, т.е. данное ракетное топливо не гигроскопично (не впитывает влагу). Задачей предлагаемой группы изобретений вл етс упрощение способа изготовлени ракетных двигателей и получение малодымных (бездымных) ракетных двигателей твердого топлива, обладающих большими энергетическими возможност ми. Поставленна задача решаетс тем, что в способе изготовлени ракетного двигател твердого топлива, включающем укладку на торцы установленной на валу оправки закладных деталей двигател , укладку теплозащитного покрыти , намотку силовой оболочки корпуса и термообработку, при этом в качестве оправки используют пороховой зар д твердого ракетного топлива с расчетными наружными обводами и расчетным газоводным каналом, эквидистантным валу оправки, между закладными детал ми двигател и теплозащитным покрытием укладывают герметизирующий слой, при этом термообработку намотанного корпуса ракетного двигател осуществл ют методом холодного отверждени . Ракетный двигатель твердого топлива с пороховым зар дом, в нем корпус двигател выполнен намоткой композиционного материала непосредственно на пороховой зар д. Сущность предлагаемого изобретени заключаетс в том, что данный способ изготовлени и ракетный двигатель, изготовленный по этому способу, позвол ют существенно в несколько раз упростить технологию изготовлени двигател и удешевить его стоимость, за счет намотки корпуса ракетного двигател непосредственно на пороховой зар д, а также обеспечить плотность зар жани двигател с зар дом из баллиститного топлива на уровне двигателей со скрепленными зар дами при минимальной мощности дымообразовани , обусловленной рецептурой порохового зар да. Сущность изобретени по сн етс чертежами, где на фиг.1 изображена схема намотки РДГТ, на фиг.2 - общий вид РДТТ, где: 1 - вал оправки; 2 - оправка - пороховой зар д; 3 - закладные детали формообразующих поверхностей оправки; 4 - закладна деталь двигател -шпангоута; 5 - закладна деталь двигател - сопловой блок; 6 - герметизирующий слой; 7 - теплозащитное покрытие; 8 - кольцева обт жка (подмотка) низкомодульными пр д ми нитей; 9 - силова оболочка из высокомодульных пр дей нитей (спирально кольцева намотка); 10 - клинь распорные; 11 - корпус ракетного двигател ; 12 - воспламенитель; 13 - газоводный канал. Способ изготовлени ракетного двигател твердого топлива заключаетс в следующем: Страница: 5 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 RU 2 274 758 C1 на вал оправки 1 устанавливают оправку - пороховой зар д 2 из прессованного баллиститного топлива с расчетным газоводным каналом 13, эквидистантным посадочному месту вала 1 оправки и проход щим насквозь. Затем с каждого торца порохового зар да по прилегающим поверхност м нанос т клей и устанавливают закладные детали двигател -шпангоут 4 и сопловой блок 5, также обработанные клеем и при необходимости закладные детали формообразующих поверхностей оправки 4 и всю сборку запирают распорными клинь ми 10. Полученную оправку (сборку) с пороховым зар дом устанавливают на намоточный станок, имеющий заземление. На подготовленные поверхности (отпескоструенные и обезжиренные) закладных деталей двигател -шпангоута 4 и соплового блока 5 и пороховой зар д 2 по всему периметру на всю длину пороховой оправки нанос т клей и укладывают слой герметизирующего покрыти 6 с хорошими адгезионными свойствами. Затем на вращающуюс оправку укладывают полотно или наматывают лентой необходимый расчетный слой теплозащитного покрыти 7 пропитанного св зующим и производ т спиральную обт жку теплозащитного покрыти 7 низкомодульными пр д ми нитей 8 из стекловолокна, после чего производ т намотку силовой оболочки корпуса двигател 11 спирально кольцевой намоткой высокомодульными пр д ми нитей 9, пропитанными св зующим холодного отверждени , до необходимой расчетной величины, после чего производ т отжим излишка св зующего перфорированной антиадгезионной лентой, с усилием наматываемой на подученный "мокрый" двигатель. После отжима пороховую оправку дл ускорени процесса помещают в сушильную камеру, в которой она, враща сь, при температуре 35-40 °С сушитс необходимое врем до полной полимеризации корпуса двигател . После полимеризации остывший до температуры плюс 20 °С двигатель вынимают из сушильной камеры, удал ют с него антиадгезионную ленту с отжатым св зующим, производ т при необходимости подрезку замотанных нит ми формообразующих поверхностей оправки дл отделени двигател , вынима распорные клинь 10, производ т извлечение вала оправки из канала 13 порохового зар да 1 полученного двигател . После необходимых проверок полученный двигатель с вмотанным пороховым зар дом из прессованного баллиститного топлива готов к применению по назначению после установки в него переднего дна, с воспламенителем и соплового вкладыша, формирующего газовую струю. Формула изобретени 1. Способ изготовлени ракетного двигател твердого топлива, включающий укладку на торцы установленной на валу оправки закладных деталей двигател , укладку теплозащитного покрыти , намотку силовой оболочки корпуса и термообработку, отличающийс тем, что в качестве оправки используют установленный на вал пороховой зар д твердого ракетного топлива с газоводным каналом, эквидистантным валу оправки, при этом между закладными детал ми двигател и теплозащитным покрытием укладывают герметизирующий слой, причем термообработку намотанного корпуса ракетного двигател осуществл ет методом холодного отверждени . 2. Ракетный двигатель твердого топлива с пороховым зар дом, отличающийс тем, что в нем корпус двигател выполнен за единое целое с пороховым зар дом путем полимеризации последовательно установленных, уложенных и намотанных непосредственно на пороховой зар д закладных деталей, герметизирующего сло , теплозащитного покрыти и силовой оболочки. Страница: 6 CL 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 RU 2 274 758 C1 Страница: 7 DR |