RU2108476C1

RU2108476C1 - Composite materials housing of solid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2108476C1
Application number: RU96101209/06A
Authority: RU
Inventors: Б.Г. Майоров; А.А. Медведев; А.Ф. Романов; В.А. Алеев; В.А. Захаров
Original assignee: Акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения"
Priority date: 1996-01-24
Filing date: 1996-01-24
Publication date: 1998-04-10

Abstract

FIELD: mechanical engineering; solid propellant rocket engines. SUBSTANCE: housing has load bearing shell 1 with flanges 2,3 located at pole holes of bottom plates 4,5. Shell is lined with rubber-like heat-shielding coating 6 from inside. Ring belt zones 7 are found between coating 6 and shell 1 with flanges in bottom plates. Flanges are connected with load bearing shell by flexibly elastic gaskets 9. EFFECT: improved quality, reliability and strength of engine housing provided by use of proposed method of fastening of heat-shielding coating and shell. 2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетным двигателям, используемым твердые топлива, и может найти применение в корпусах из композиционных материалов. The invention relates to rocket engines using solid fuels, and may find application in cases made of composite materials.

Известны корпуса РДТТ с оболочками из композиционных материалов с внутренним теплозащитным покрытием и элементами раскрепления с топливным зарядом. Known solid propellant rocket motors with shells made of composite materials with an internal heat-shielding coating and detachment elements with a fuel charge.

Так, в корпусе по [1] предложен компенсатор напряжений в виде эластомерного лейнера, размещенного между зарядом и теплозащитным покрытием (ТЗП) корпуса, с дополнительным компенсатором в виде кольцевого паза в лайнере, направленные на уменьшение концентрации напряжений при работе двигателя. So, in the housing according to [1], a voltage compensator is proposed in the form of an elastomeric liner located between the charge and the heat-shielding coating (TZP) of the housing, with an additional compensator in the form of an annular groove in the liner, aimed at reducing the stress concentration during engine operation.

В корпусе по [2] теплозащитное покрытие выполнено переменной толщины с интегральной манжетой, имеющей разгрузочную канавку. In the housing according to [2], the heat-shielding coating is made of variable thickness with an integral cuff having a discharge groove.

В указанных технических решениях компенсация напряжений производится между зарядом и теплозащитным покрытием либо в лейнерах и теплозащитных покрытиях, что недостаточно для нормальной работы двигателя без нарушения функционирования отдельных его элементов. In these technical solutions, voltage compensation is performed between the charge and the heat-shielding coating or in the liners and heat-shielding coatings, which is insufficient for the normal operation of the engine without disrupting the functioning of its individual elements.

Известна компенсация напряжений между фланцами и корпусом посредством размещаемой между ними упруго-эластичной прокладки [3]. Known compensation of stress between the flanges and the housing by placed between them elastic-elastic gaskets [3].

Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа, является корпус РДТТ из композиционных материалов [4], содержащий силовую оболочку с фланцами и упруго-эластичными прокладками, установленными по полюсным отверстиям днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала. The closest analogue, selected as a prototype, is a solid-propellant solid-state housing made of composite materials [4], containing a power shell with flanges and elastic-elastic gaskets installed along the pole holes of the bottoms, lined with a heat-resistant coating of rubber-like material from the inside.

К основным недостаткам двигателей следует отнести разрушение оболочек корпусов из-за их прогара в результате разрушения ТЗП у фланцев днищ. Причиной перенапряжения ТЗП в этих местах является повышенная концентрация напряжений против кромок фланцев. Скрепление ТЗП с фланцами и оболочкой в этой зоне непригодно из-за ненадежности. The main disadvantages of engines include the destruction of the shells of the shells due to burnout as a result of the destruction of the thermal protection section at the bottom flanges. The reason for the overvoltage of the thermal current transformer in these places is an increased concentration of stresses against the edges of the flanges. The fastening of TZP with flanges and a sheath in this zone is unsuitable due to unreliability.

Основной задачей изобретения является создание корпуса РДТТ такой конструкции, которая позволила бы исключить указанные недостатки и обеспечивала работоспособность двигателя. The main objective of the invention is the creation of a solid propellant rocket motor housing of such a design that would eliminate the indicated drawbacks and ensure the operability of the engine.

Технический результат, который может быть получен от использования нового технического решения, заключается в повышении качества, надежности и прочности корпуса РДТТ. The technical result that can be obtained from the use of a new technical solution is to improve the quality, reliability and strength of the solid propellant rocket motor.

Задача решается за счет раскрепления ТЗП и оболочки корпуса. The problem is solved by unfastening the TZP and shell shell.

Для этого в корпусе РДТТ из композиционного материала, содержащем силовую оболочку с фланцами и упруго-эластичными прокладками, установленными по полюсным отверстиям днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала, в днищах между теплозащитным покрытием и оболочкой с фланцами выполнены кольцевые поясковые зоны раскрепления в виде встроенной между ними антиадгезионной пленки, перекрывающие кромки фланцев. При этом ширина B кольцевых поясковых зон раскрепления и наружного диаметра D кромок фланцев завязаны соотношением B/D = 1/5 - 1/15 при диаметрах кромок фланцев, равных 250 - 2500 мм, причем предельное наименьшее значение соотношения соответствует ширине зоны раскрепления при наибольшем диаметре кромок фланца, а предельное наибольшее значение соотношения соответствует ширине зоны раскрепления при наименьшем диаметре кромок фланца. For this purpose, in the solid-propellant solid-propellant housing made of composite material containing a power jacket with flanges and elastic-elastic gaskets installed along the pole holes of the bottoms, lined with a heat-resistant coating of rubber-like material from the inside, annular belt zones of fastening are made in the bottoms between the heat-resistant coating and the shell with flanges in the form built-in between them release film overlapping the edges of the flanges. In this case, the width B of the annular girdle zones of freeing and the outer diameter D of the edges of the flanges are tied by the ratio B / D = 1/5 - 1/15 with the diameters of the edges of the flanges equal to 250 - 2500 mm, and the limiting smallest value of the ratio corresponds to the width of the zone of freeing with the largest diameter the edges of the flange, and the maximum maximum value of the ratio corresponds to the width of the zone of unfastening at the smallest diameter of the edges of the flange.

Отличительными особенностями предложенного корпуса РДТТ из композиционных материалов являются следующие признаки: выполнение в днищах корпуса между теплозащитным покрытием и оболочкой с фланцами раскрепления; в виде кольцевых поясковых зон; размещенной между ТЗП и оболочкой из антиадгезионной пленки; перекрывающих кромки фланцев; значения соотношений ширины кольцевых поясковых зон раскрепления и наружного диаметра кромок фланцев; ограничения применимости значений соотношений диаметрам кромок фланцев. The distinctive features of the proposed solid propellant composite housing made of composite materials are the following features: execution in the bottoms of the housing between the heat-protective coating and the shell with unfastening flanges; in the form of ring girdle zones; placed between the TZP and the shell of the release film; overlapping flange edges; the value of the ratio of the width of the annular girdle zones of release and the outer diameter of the edges of the flanges; restrictions on the applicability of the ratio of the diameters of the edges of the flanges.

Указанные отличительные признаки являются существенными для корпусов РДТТ из композиционных материалов, поскольку каждый из них в отдельности и совместно направлен на решение поставленной задачи и достижение нового технического результата. Так, например, исключение кольцевых поясковых зон раскрепления в указанных местах возвращает к исходной постановке задачи, получению неработоспособных изделий. Перекрытие кольцевой поясковой зоной раскрепления кромок фланцев вызвано повышением безопасного участия их в совместной работе с оболочкой из композиционного материала, характеризуемой деформативностью материала и относительным сдвигом элементов при восприятии нагрузок. На наличие зон пояскового раскрепления, их выбор влияет разброс свойств теплозащитного покрытия, деформативность оболочки, трение материалов, отклонения от технологии изготовления, уровня и культуры производства, величина избыточного давления в корпусе. Ширина зон раскрепления с учетом выбранных соотношений многократно проверена результатами испытаний корпусов, указанные пределы соотношений обладают высокой степенью достоверности. These distinctive features are essential for solid propellant rocket engines made of composite materials, since each of them is separately and jointly aimed at solving the problem and achieving a new technical result. So, for example, the exclusion of annular girdle zones of detachment in the indicated places returns to the original statement of the problem, to the production of inoperative products. The overlapping of the annular girdle zone of the unfastening of the edges of the flanges is caused by an increase in their safe participation in joint work with a shell made of composite material, characterized by the deformability of the material and the relative displacement of the elements during the perception of loads. The presence of zones of belt loosening, their choice is influenced by the scatter of the properties of the heat-shielding coating, deformability of the shell, friction of materials, deviations from the manufacturing technology, level and culture of production, the amount of overpressure in the housing. The width of the loosening zones, taking into account the selected ratios, has been repeatedly verified by the test results of the cases, the indicated limits of the ratios have a high degree of reliability.

Все отличительные существенные признаки совместно с общими известными повышают качество, надежность, прочность и эффективность корпуса. All the distinctive essential features, together with the common well-known, increase the quality, reliability, strength and efficiency of the case.

Отличительные существенные признаки являются новыми, так как их использование в известных технических решениях, аналогах и прототипе не обнаружено, что позволяет характеризовать предложенный корпус РДТТ из композиционных материалов соответствующим критерию "новизна". Distinctive essential features are new, since their use in well-known technical solutions, analogues and prototype was not found, which allows us to characterize the proposed solid propellant rocket motor housing made of composite materials according to the criterion of "novelty."

Единая совокупность новых отличительных существенных признаков с общими известными позволяет решить поставленную задачу и достичь новый технический результат, что характеризует предложенное техническое решение существенными отличиями от известного уровня техники, аналогов и прототипа. Новое техническое решение получено без использования стандартов и рекомендаций общетехнического характера и каких-либо известных проектов, является результатом творческого вклада, проведения исследований и опытно-экспериментальной отработки конструкции корпусов материалов и технологии, что позволяет характеризовать соответствием его критерию "изобретательский уровень". A single set of new distinctive essential features with common known allows you to solve the problem and achieve a new technical result, which characterizes the proposed technical solution by significant differences from the prior art, analogues and prototype. The new technical solution was obtained without the use of standards and recommendations of a general technical nature and of any well-known projects; it is the result of a creative contribution, research and experimental development of the design of materials and technology, which allows characterizing it as “inventive step” by its criterion.

На фиг. 1 представлен общий вид корпуса РДТТ из композиционных материалов; на фиг. 2 - типовая схема раскрепления ТЗП относительно оболочки из композиционных материалов в зоне днищ корпуса РДТТ. In FIG. 1 shows a General view of the body of a solid propellant rocket engine made of composite materials; in FIG. 2 - a typical diagram of the release of TZP relative to the shell of composite materials in the area of the bottoms of the solid propellant rocket motor.

Корпус РДТТ из композиционных материалов содержит силовую оболочку 1 с фланцами 2, 3, установленными по полюсным отверстиям днищ 4, 5, облицованную изнутри теплозащитным покрытием 6 из резиноподобного материала. Между теплозащитным покрытием 6 и оболочкой 1 с фланцами 2, 3 в днищах 4, 5 выполнены кольцевые поясковые зоны раскрепления 7 из антиадгезионной пленки, перекрывающие кромки 8 фланцев 2, 3. The housing of the solid propellant rocket engine made of composite materials contains a power shell 1 with flanges 2, 3 installed along the pole holes of the bottoms 4, 5, lined with a heat-resistant coating 6 of rubber-like material from the inside. Between the heat-protective coating 6 and the shell 1 with the flanges 2, 3 in the bottoms 4, 5 are made annular belt zones of release 7 from the release film, overlapping the edges 8 of the flanges 2, 3.

Силовая оболочка 1 выполнена из слоистого композиционного материала, полученного спирально-кольцевой намоткой лент нетканого материала из непрерывных арамидных жгутов (органических волокон), соединенных связующим на основе эпоксидной смолы. The power shell 1 is made of a layered composite material obtained by spiral-ring winding of non-woven material tapes from continuous aramid tows (organic fibers) connected by a binder based on epoxy resin.

Фланцы 2, 3 представляют собой металлические детали, спрофилированные с учетом геометрии днищ корпуса, предназначены соответственно для крепления крышки и соплового блока РДТТ. С силовой оболочкой 1 фланцы 2, 3 скреплены упруго-эластичными прокладками 9, выполненными из листовой резины. Flanges 2, 3 are metal parts, profiled taking into account the geometry of the bottoms of the housing, respectively, are used for fastening the cover and nozzle block of solid propellant rocket motor. With the power shell 1, the flanges 2, 3 are fastened with elastic-elastic gaskets 9 made of sheet rubber.

Теплозащитное покрытие 6 выполнено из термостойкой каландрированной резины. Кольцевые поясковые зоны раскрепления 7 представляют собой контактные образования охватывающей и охватываемых поверхностей соответственно силовой оболочки 1 с фланцами 2, 3 и теплозащитного покрытия 6, в которых отсутствуют проклеи и адгезионные связи материалов, из которых они изготовлены. Heat-proof coating 6 is made of heat-resistant calendered rubber. The annular girdle release zones 7 are contact formations of the female and male surfaces, respectively, of the power shell 1 with the flanges 2, 3 and the heat-shielding coating 6, in which there are no adhesives and adhesive bonds of the materials from which they are made.

Кольцевые поясковые зоны раскрепления 7 могут быть образованы посредством нанесения на теплозащитное покрытие 6 перед намоткой силовой оболочки 1 антиадгезионной пленки типа из смазки ЦИАТИМ или фторопластовой пленки. The annular girdle release zones 7 can be formed by applying to the heat-shielding coating 6, before winding the power sheath 1, an anti-adhesive film of the type TSIATIM grease or a fluoroplastic film.

Работа корпуса РДТТ из композиционных материалов заключается в следующем. The operation of the solid propellant rocket hull made of composite materials is as follows.

При действии внутреннего давления в корпусе его оболочка 1 находится в сложном напряженно-деформированном состоянии, характеризующимся изменением размеров поверхностей и толщин по отношению к исходным геометрическим размерам, в результате чего между оболочкой 1 и фланцами 2, 3 происходит стесненный сдвиг в меридиональном направлении. Благодаря наличию упруго-эластичных прокладок 9 и кольцевых поясковых зон раскрепления 7 происходит упругий сдвиг фланцев 2, 3, в теплозащитном покрытии 6 возникают минимальные деформации без концентрации напряжений у кромок 8 фланцев 2, 3, теплозащитное покрытие 6 функционирует с повышенной надежностью, тем самым повышается надежность корпуса и исключается его разрушение. Under the action of internal pressure in the housing, its shell 1 is in a complex stress-strain state, characterized by a change in surface sizes and thicknesses relative to the initial geometric dimensions, as a result of which a cramped shift in the meridional direction occurs between the shell 1 and the flanges 2, 3. Due to the presence of elastic-elastic gaskets 9 and annular girdle loosening zones 7, an elastic shift of the flanges 2, 3 occurs, minimal deformation occurs in the heat-insulating coating 6 without stress concentration at the edges 8 of the flanges 2, 3, the heat-insulating coating 6 functions with increased reliability, thereby increasing reliability of the case and its destruction is excluded.

Были изготовлены и испытаны корпуса РДТТ из композиционных материалов. В их основе было использовано новое техническое решение. Результаты испытаний положительные. The solid propellant rocket motors were made and tested from composite materials. They were based on a new technical solution. The test results are positive.

Таким образом, новое техническое решение позволяет создать корпуса РДТТ повышенного качества и надежности, соответствует и критерию "промышленная применимость", т.е. уровню изобретения. Thus, the new technical solution makes it possible to create solid-propellant solid-propellant enclosures of improved quality and reliability, and also meets the criterion of "industrial applicability", i.e. level of invention.

Claims

1. The solid propellant solid-propellant composite housing made of composite materials, comprising a power shell with flanges and elastic-elastic gaskets installed along the pole holes of the bottoms, lined with a heat-protective coating of rubber-like material from the inside, characterized in that annular belt zones of fastening are made in the bottoms between the heat-resistant coating and the shell with flanges release film overlapping the edges of the flanges.

2. The housing according to claim 1, characterized in that the ratio of the width B of the annular girdle zones of unfastening and the outer diameter D of the edges of the flanges is in the range B / D = 1/5 - 1/15 with the diameters of the edges of the flanges equal to 250 - 2500 mm, moreover, the limiting smallest value of the ratio corresponds to the width of the zone of unfastening at the largest diameter of the edges of the flange, and the limiting largest value of the ratio corresponds to the width of the zone of unfastening at the smallest diameter of the edges of the flanges.