RU156751U1 - Корпус ракетного двигателя твердого топлива - Google Patents

Abstract

1. Корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий силовую оболочку из композиционного материала и наружное теплозащитное покрытие, отличающийся тем, что наружное теплозащитное покрытие выполнено в виде пропитанного связующим цельнотканого чехла на основе кремнеземной нити, при этом цельнотканый чехол заполимеризован совместно с предварительно отвержденной силовой оболочкой корпуса.2. Корпус ракетного двигателя твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что цельнотканый чехол пропитан полиимидным связующим.3. Корпус ракетного двигателя твердого топлива по п. 2, отличающийся тем, что цельнотканый чехол заполимеризован при температуре 160-170°С.

Description

Полезная модель относится к области машиностроения и может найти применение в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) и емкостей, работающих под давлением, а также обтекателей летательных аппаратов (ЛА), силовая оболочка которых выполнена из композиционных материалов.

Одной из основных проблем в создании ракетных двигателей является обеспечение стойкости наружной поверхности корпуса при длительных тепловых внешних воздействиях, создаваемых набегающим потоком. Для защиты силовой оболочки РДТТ в условиях внешнего аэродинамического воздействия на нее наносится теплозащитное покрытие для защиты элементов изделия от высоких температур.

Известны различные конструкции наружного теплозащитного покрытия (НТЗП).

Известен способ тепловой защиты элементов летательного аппарата (ЛА), включающий многослойные покрытия из металлокерамических плиток, используемых на многоразовых транспортных космических кораблях типа «Space Shuttle» и «Буран» (патент США №4805571, а также Нейланд В.Я., Тумин A.M. Аэротермодинамика воздушно-космических самолетов: Конспект лекций. - г. Жуковский: ФАЛТ МФТИ, 1991, - 201 с., с. 131-137).

Такой способ достаточно дорог, утяжеляет конструкцию ЛА и не обеспечивает нужной защиты, что подтверждается авариями и происшествиями на «Space Shuttle», связанными с недостатками и повреждениями тепловой защиты.

Известна конструкция пакета тепловой изоляции (патент РФ №2459743), работающая в условиях криогенных температур, аэродинамического нагрева и высоких рабочих давлений, содержащая изолируемую поверхность со слоем теплоизоляции в виде пенопласта, установленного на амортизационный слой, слой теплозащиты и закрепленное на последнем антистатическое покрытие. Изолируемая поверхность выполнена из полимерного композиционного материала.

Недостатком данной конструкции НТЗП является сложность и длительность технологического цикла изготовления тепловой защиты, при этом наличие множества разнородных слоев в конструкции снижает надежность изделия.

Известен способ изготовления НТЗП для РДТТ и ракетный двигатель, изготовленный с применением данного способа (патент РФ №2330981). Способ заключается в постепенном нанесении специальной смеси на поверхность корпуса ракетного двигателя, которая впоследствии выполняет функцию НТЗП.

Недостатком данной конструкции НТЗП является сложность нанесения равномерного слоя, длительность технологического цикла нанесения тепловой защиты, при этом наличие множества слоев в конструкции снижает надежность изделия. А так же к недостаткам можно отнести недостаточную термостойкость получаемого покрытия при интенсивном аэродинамическом воздействии.

За прототип выбрана конструкция корпуса РДТТ, содержащего силовую оболочку из композиционного материала и наружное теплозащитное покрытие [Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. Л.Н. Лаврова - М.: Машиностроение, 1993. -215 с., ил., страница 64].

Недостатком данной конструкции НТЗП является наличие множества слоев в конструкции, что снижает надежность изделия и способствует возможности образования расслоений и вздутий. К недостаткам также можно отнести способность к сублимации получаемого покрытия на основе хлорсульфированного полиэтилена, начиная с температур ~300°C, при интенсивном аэродинамическом воздействии.

Технической задачей настоящей полезной модели является повышение термостойкости наружной теплозащиты на силовой оболочке корпуса из композиционных материалов (КМ) в условиях аэродинамического нагрева и высоких рабочих внутренних давлениях с обеспечением эксплуатационной надежности.

Технический результат достигается тем, что в корпусе ракетного двигателя твердого топлива, содержащем силовую оболочку из композиционного материала и наружное теплозащитное покрытие, выполненное в виде пропитанного связующим цельнотканого чехла на основе кремнеземной нити, заполимеризованного совместно с предварительно отвержденной силовой оболочкой корпуса. Возможно применение полиимидного связующего для пропитки цельнотканого чехла, и полимеризации его при температурах 160-170°C.

Отличительные признаки являются существенными поскольку:

1. Использование в качестве основы цельнотканого чехла на основе кремнеземной нити, представляющего собой трехмерный пространственный армирующий наполнитель в виде оболочки объемного плетения, изготавливаемого по бесшовной технологии, позволяет реализовать единый и неделимый, однородный и равномерный по всей поверхности монослой, за счет которого, в свою очередь, повышается термостойкость наружной теплозащиты.

2. Обеспечивается прочное скрепление НТЗП с корпусом за счет полимеризации под давлением связующего цельнотканого чехла на предварительно изготовленной силовой оболочке корпуса, при этом исключаются расслоения и вздутия между корпусом и НТЗП в процессе полимеризации за счет повторения чехлом формы поверхности силовой оболочки.

3. Возможно применение модифицированного полиимидного связующего с температурой полимеризации не превышающей 170°C, для силовых оболочек, выполненных из композиционных материалов на основе эпоксидного связующего.

Для подтверждения вышеизложенного, а именно повышения термостойкости теплозащитного материала, была проведена научно исследовательская работа (НИР), включающая различные исследования теплофизических и физико-механических характеристик материалов. Характеристики приведены в таблице 1.

Где «К11С6170-БА» - материал цельнотканого чехла на основе кремнеземной нити;

«ЭДТ-10П» - эпоксидное связующее;

«СП-97К» - модифицированное полиимидное связующее.

Материал, обозначенный в таблице 1 под пунктом 2, показал достаточно высокие прочностные характеристики при испытаниях до температуры 270°C. Материал имеет достаточную эластичность как с точки зрения возможности деформации корпусов РД в процессе работы, так и во избежание деформаций вследствие воздействия внешних аэродинамических потоков, транспортировки, хранения и т.д. При этом теплофизические и физико-механические свойства материалов НТЗП близки теплофизическим и физико-механическим свойствам материалов силовой оболочки, так как силовая оболочка чаще всего пропитывается на современном этапе развития техники эпоксидными связующими. К тому же, данное связующее обладает возможностью полимеризации при температуре ~80°C, что позволяет его применить в конструкции корпуса РД из КМ в отличие от более стойких фенольных связующих (ФН), у которых температура полимеризации близка к температуре деструкции связующего КМ корпуса.

Материал, обозначенный в таблице 1 под пунктом 1, показал достаточно высокие прочностные характеристики до температур 450°C. При этом была подтверждена достаточная эластичность как с точки зрения возможности деформации корпусов РД в процессе работы, так и во избежание деформаций вследствие воздействия внешних аэродинамических потоков, транспортировки, хранения и т.д. При этом теплофизические и физико-механические свойства материалов с использованием данного связующего не значительно отличаются от материалов, изготовленных на основе эпоксидных связующих (например, ЭДТ-10П). К тому же, данное (полиимидное) связующее обладает возможностью полимеризации при температуре ~170°C, что также позволяет его применить в конструкции корпуса РД из КМ.

Также были изготовлены образцы НТЗП на основе теплостойкого полиимидного связующего СП-97К, на которых были проведены тепловые испытания с имитацией тепловых воздействий, характерных для траекторий летательных аппаратов, в которых предполагается использование такого типа РД. Испытания подтвердили более высокую стойкость материалов с использованием полиимидного связующего по сравнению с материалами на связующем ЭДТ-10П: образцы со связующим СП-97К горят и дымят значительно меньше образцов со связующим ЭДТ-10П. Также был проведен тепловой расчет, который показал достаточно хорошую сходимость с результатами эксперимента, как для полиимидного связующего СП-97К, так и для эпоксидного связующего ЭДТ-10П.

На фигуре 1 показан эскиз продольного разреза корпуса ракетного двигателя.

На фигуре 2 показаны в изометрии по отдельности чехол и силовая оболочка.

Корпус содержит силовую оболочку 1 с узлами стыка. На наружной поверхности силовой оболочки 1 размещен цельнотканый чехол 2.

Цельнотканый чехол 2 представляет собой трехмерный пространственный армирующий наполнитель объемного плетения на основе кремнеземной нити, изготовленный по бесшовной технологии.

Особенностью надевания цельнотканого чехла 2 на силовую оболочку 1 корпуса РДТТ из композиционных материалов является то, что цельнотканый чехол 2 натягивается на наружную поверхность уже заполимиризованной и механически обработанной (при необходимости) силовой оболочки 1 корпуса РДТТ. После надевания чехол пропитывается связующим (например, ЭДТ-10). Затем чехол 2 полимеризуют на силовой оболочкой 1 под воздействием на него распределенного избыточного наружного давления, обеспечиваемого обжимной оболочкой. Температура в процессе полимеризации чехла 2 не должна превышать 170°C с целью исключения ухудшения физико-механических характеристик материалов силовой оболочки 1 от дополнительного теплового воздействия в процессе изготовления. Заполимеризованный, например, с эпоксидным связующим чехол представляет собой наружное теплозащитное покрытие корпуса РДТТ.

Функционирование конструкции корпуса ракетного двигателя твердого топлива с указанным вариантом теплозащиты можно описать следующим образом: при полете в плотных слоях атмосферы на корпус ракетного двигателя с внешней стороны действуют интенсивные тепловые аэродинамические нагрузки, на внутреннюю поверхность корпуса при работе двигателя действует внутреннее давление и тепловое воздействие от продуктов сгорания ракетного топлива. Трехмерная структура цельнотканого чехла 2 и его физико-механические свойства, полученные после полимеризации, обеспечивают прочное скрепление с силовой оболочкой 1 корпуса ракетного двигателя с исключением расслоений и вздутий при полете в атмосфере. Под действием тепловых аэродинамических нагрузок начинает происходить разложение (деструкция) связующего, но при этом, благодаря структуре чехла и свойствам материалов связующего и чехла, он продолжает оставаться на поверхности корпуса все расчетное время, обеспечивая тепловую защиту корпуса РДТТ, и после прекращения его работы - функцию защиты корпуса ЛА. При этом благодаря структуре чехла не происходит отделения его элементов, которые могли бы создавать препятствия для работы органов аэродинамического управления.

Таким образом, данная конструкция корпуса ракетного двигателя является более термостойкой и более надежной за счет реализации однослойной однородной и равномерной структуры НТЗП, прочно скрепленной с корпусом в процессе полимеризации связующего, что способствует исключению расслоений и вздутий.

Claims (3)

1. Корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий силовую оболочку из композиционного материала и наружное теплозащитное покрытие, отличающийся тем, что наружное теплозащитное покрытие выполнено в виде пропитанного связующим цельнотканого чехла на основе кремнеземной нити, при этом цельнотканый чехол заполимеризован совместно с предварительно отвержденной силовой оболочкой корпуса.

2. Корпус ракетного двигателя твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что цельнотканый чехол пропитан полиимидным связующим.

3. Корпус ракетного двигателя твердого топлива по п. 2, отличающийся тем, что цельнотканый чехол заполимеризован при температуре 160-170°С.

Images