RU2453721C2 - Rocket engine inserted solid-propellant face-combustion charge - Google Patents

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: rocket engine inserted solid-propellant face-combustion charge is armored on sides and front end face and comprises rubber-metal scuff plate and, at least, three round keys. Said scuff plate comprises steel disk and shaft with central through bore arranged on charge front end face. Keys are arranged regularly along central trough bore of the shaft with clearance between scuff plate and propellant element through which charge is armored. Keys are made from armoring coat material while steel disk is provided with pin.

EFFECT: simplified production, higher reliability.

2 dwg

Description

Патентуемое изобретение относится к вкладному заряду торцевого горения и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов из твердого топлива к ракетным двигателям.The patented invention relates to an end-to-end combustion charge and can be used in the design, development, and manufacture of charges from solid fuel to rocket engines.

Известны конструкции вкладных зарядов торцевого горения, выполненные в виде бесканального моноблока цилиндрической формы, бронированного по боковой поверхности и переднему торцу. Такие заряды свободно вкладываются в камеру сгорания и фиксируются в ней посредством узла крепления, располагаемого между передним днищем камеры сгорания и бронированным торцом заряда. При этом узел крепления приклеивается промежуточным скрепляющим адгезионным составом к переднему торцу заряда или привинчивается к нему винтами. Противоположной частью узел крепления стыкуется с крышкой двигателя с помощью хвостовика с резьбой, как, например, по патенту США №2479828, кл. 102-98, заявлен 20.11.47 г. и патенту ФРГ №2117401, кл. F02K 9/04, опубликован 29.03.73 г., или с помощью специальной профильной вставки, как, например, по патенту ФРГ №1128344, кл. 78d, заявлен 7.10.1965 г.Known designs of plug-in end-face charges made in the form of a channelless monoblock of cylindrical shape, armored along the side surface and front end. Such charges are freely inserted into the combustion chamber and are fixed in it by means of a mounting unit located between the front bottom of the combustion chamber and the armored end of the charge. In this case, the attachment point is glued with an intermediate fastening adhesive composition to the front end of the charge or screwed to it with screws. On the opposite side, the attachment unit joins the engine cover with a threaded shank, such as, for example, according to US patent No. 2479828, class. 102-98, filed November 20, 47, and the patent of Germany No. 2117401, class. F02K 9/04, published on March 29, 73, or using a special profile insert, such as, for example, according to the FRG patent No. 1128344, class. 78d, claimed October 7, 1965

Основными недостатками таких конструкций являются: во-первых, отсутствие решения задачи одновременной приклейки узла крепления и нанесения бронирующего покрытия на вкладной заряд торцевого горения в процессе его изготовления. Во-вторых, технологическая сложность скрепления переднего торца заряда с узлом крепления, не гарантирующая безотказную работоспособность заряда при действии эксплуатационных нагрузок: температурного перепада, вибраций, ударного действия перегрузок, в том числе осевых перегрузок с направлением в сторону соплового дна, действующих при выбросе ракеты из пусковых устройств и др., поскольку скрепление производится с помощью промежуточных элементов, имеющих различные с бронирующим покрытием и топливом физико-механические (ФМХ), теплофизические и прочностные характеристики. При этом для скрепления необходима разработка специального технологического процесса и материалов для приклейки, поскольку бронирование заряда и приклейка узла крепления производится раздельно.The main disadvantages of such designs are: firstly, the lack of a solution to the problem of simultaneously gluing the mount and applying the armor coating on the end-face charge during the manufacturing process. Secondly, the technological complexity of fastening the front end of the charge to the mount, which does not guarantee failure-free operation of the charge under the action of operational loads: temperature drop, vibration, shock action of overloads, including axial overloads with the direction towards the nozzle bottom, acting when the rocket is ejected from starting devices, etc., since the fastening is carried out using intermediate elements having different physical and mechanical (FMX) with an armor coating and fuel, thermal strong and strength characteristics. Moreover, for bonding, it is necessary to develop a special technological process and materials for gluing, since charge reservation and gluing of the attachment site are carried out separately.

В качестве прототипа предлагаемого изобретения принята конструкция узла крепления, соответствующая описанию по патенту США №2479828, кл. 102-98, заявлен 20.11.47 г., опубликовано 23.08.1949 г.As a prototype of the invention, the design of the attachment node, corresponding to the description of US patent No. 2479828, class. 102-98, filed Nov. 20, 477, published Aug. 23, 1949

Недостатком данной конструкции является наличие промежуточного клеевого соединения для скрепления переднего торца заряда с узлом крепления, что ухудшает эксплуатационные характеристики заряда вследствие проявления опасных концентраций напряжений по месту соединения из-за различия ФМХ, теплофизических и прочностных характеристик слоя «узел крепления-клеевое соединение-бронепокрытие-топливо».The disadvantage of this design is the presence of an intermediate adhesive connection for fastening the front end of the charge to the mount, which degrades the performance of the charge due to the manifestation of dangerous stress concentrations at the junction due to the difference in FMX, thermal and strength characteristics of the layer "mount node-adhesive joint-armor plating- fuel".

Технической задачей изобретения является упрощение технологии изготовления заряда за счет совмещения операций бронирования топливного элемента заряда и скрепления его с помощью резинометаллической тарели, что обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик при действии на него внешних воздействующих факторов.An object of the invention is to simplify the manufacturing technology of the charge by combining the operations of booking a fuel cell charge and fastening it using a rubber plate, which improves the performance when exposed to external factors.

Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержит резинометаллическую тарель, состоящую из стального диска и хвостовика с центральным сквозным отверстием, расположенного со стороны переднего торца заряда. В соответствии с изобретением заряд снабжен «сухарями» круглой формы, не менее трех штук, равномерно установленными вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда, при этом «сухари» выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем.The solid-propellant solid-propellant end-face charge of the rocket engine, armored along the side surface and the front end, contains a rubber-metal plate consisting of a steel disk and a shank with a central through hole located on the side of the front end of the charge. In accordance with the invention, the charge is equipped with “crackers” of round shape, at least three pieces, evenly installed around the central through hole of the shank, with a gap between the plate and the fuel element through which the charge is reserved, while “crackers” are made of material of the same composition as the armor coating, and the steel disk is equipped with a finger.

Техническим результатом настоящего изобретения является совокупность резинометаллической тарели, состоящей из запрессованных в резину стального диска и хвостовика с центральным отверстием для подвода бронирующей массы, расположенного со стороны переднего торца, и «сухарей», гарантирующих равномерное распределение, толщину и вывод бронирующей массы на боковую поверхность и передний торец заряда при его бронировании. При этом формой «сухарей», их расположением и изменением проходного сечения отверстия в хвостовике создается возможность регулирования течения бронирующей массы и изменения технологических режимов бронирования заряда и приклейки к нему узла крепления. Изготовление «сухарей» из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, но предварительно отвержденного, обеспечивает уменьшение контактных напряжений по месту стыка сухарей с бронирующим покрытием и ускоряет процесс изготовления заряда.The technical result of the present invention is a combination of a rubber-metal plate consisting of a steel disk pressed into rubber and a shank with a central hole for supplying the armor mass located on the front end side, and “crackers” guaranteeing uniform distribution, thickness and withdrawal of the armor mass on the side surface and front end of the charge when booking. In this case, the shape of the “crackers”, their location and the change in the orifice of the hole in the shank creates the possibility of regulating the flow of the armor mass and changing the technological modes of booking the charge and gluing the attachment point to it. The manufacture of “crackers” from material of the same composition as the armor coating, but previously cured, reduces contact stresses at the junction of crackers with the armor coating and accelerates the charge manufacturing process.

На фиг.1 представлен узел крепления вкладного твердотопливного заряда торцевого горения в камере сгорания ракетного двигателя:Figure 1 shows the attachment unit of the solid-state plug-in end-face combustion charge in the combustion chamber of a rocket engine:

1 - стальной диск;1 - steel disk;

2 - хвостовик с центральным сквозным отверстием;2 - a shank with a central through hole;

3 - палец;3 - finger;

4 - резина тарели;4 - rubber plates;

5 - топливный элемент заряда;5 - fuel cell charge;

6 - «сухари»;6 - “crackers”;

7 - воздушный зазор для заполнения бронирующей массой.7 - air gap to fill the booking mass.

На фиг.2 представлена схема крепления заряда в камере сгорания ракетного двигателя:Figure 2 presents a diagram of the fastening of the charge in the combustion chamber of a rocket engine:

8 - бронирующее покрытие;8 - armor coating;

9 - заряд с узлом крепления;9 - charge with a mount;

10 - корпус ракетного двигателя;10 - rocket engine housing;

11 - переднее днище камеры сгорания ракетного двигателя.11 - front bottom of the combustion chamber of a rocket engine.

Резинометаллическая тарель представляет собой стальной диск (1) с хвостовиком (2) и пальцем (3), запрессованными в резину тарели (4). Со стороны крепления тарели к топливному элементу заряда (5) резина имеет тарельчатую форму. В хвостовике (2) выполнено сквозное центральное отверстие для подачи через него бронирующего состава. Между внутренней поверхностью тарели (4) и торцом топливного элемента заряда (5) перед бронированием обеспечивается воздушный зазор (7) посредством не менее трех «сухарей» (6) круглой формы, выполненных из того же материала, что и бронирующее покрытие (8), предварительно отвержденных. «Сухари» (6) располагаются равномерно по окружности на внутренней поверхности тарели (фиг.1).The rubber-metal plate is a steel disk (1) with a shank (2) and a finger (3), pressed into the rubber of the plate (4). On the side of the plate mounting to the charge fuel cell (5), the rubber has a plate shape. In the shank (2), a through central hole is made for supplying an armor composition through it. Between the inner surface of the plate (4) and the end of the fuel cell charge (5) before booking, an air gap (7) is provided by at least three round “crackers” (6) made of the same material as the armor coating (8), pre cured. "Rusks" (6) are arranged evenly around the circumference on the inner surface of the plate (figure 1).

В процессе бронирования топливного элемента (5) бронирующая масса подается через отверстие в хвостовике в воздушный зазор (7), образуемый тарелью (4) и передним торцем топливного элемента (5), посредством «сухарей» (6). Во время отверждения бронирующей массы происходит одновременное приклеивание тарели (4) к топливному элементу (5) и бронирование топливного элемента. «Сухари», изготовленные из материала бронепокрытия, при полимеризации бронепокрытия образуют на переднем торце надежный однородный слой бронепокрытия.In the process of booking a fuel element (5), the armor mass is fed through an opening in the shank into the air gap (7) formed by the plate (4) and the front end of the fuel element (5) by means of “crackers” (6). During curing of the armor mass, the plate (4) is simultaneously glued to the fuel element (5) and the fuel element is booked. "Crackers" made from the material of the armor plating, during the polymerization of the armor plating, form a reliable uniform armor plating layer on the front end.

Палец (3) обеспечивает фиксацию заряда (9) в камере сгорания от вращения. При помощи хвостовика (2) заряд крепится к переднему днищу (11) камеры сгорания ракетного двигателя (фиг.2). Таким образом, резинометаллическая тарель надежно фиксирует заряд в камере сгорания ракетного двигателя через скрепление с бронепокрытием переднего торца заряда.The finger (3) provides fixation of the charge (9) in the combustion chamber from rotation. Using the shank (2), the charge is attached to the front bottom (11) of the combustion chamber of the rocket engine (figure 2). Thus, the rubber-metal plate reliably fixes the charge in the combustion chamber of a rocket engine through fastening with armor plating of the front end of the charge.

Преимуществом предлагаемой конструкции является упрощение технологии изготовления, исключение промежуточного клеевого соединения, сокращение номенклатуры используемых материалов и повышение работоспособности заряда.The advantage of the proposed design is the simplification of manufacturing technology, the exclusion of intermediate adhesive bonding, reducing the range of materials used and increasing the efficiency of the charge.

Предлагаемый способ крепления в ракетном двигателе вкладного твердотопливного заряда торцевого горения, с использованием резинометаллической тарели, был успешно применен при отработке ряда зарядов на ФКП «ППЗ» и ОХЗ ФГУП «НИИ ПМ».The proposed method of securing a solid-state end-face solid-fuel charge using a rubber-metal plate in a rocket engine was successfully applied when practicing a number of charges at the FKP PPZ and OCHZ FSUE NII PM.

Claims (1)

Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержащий резинометаллическую тарель, состоящую из стального диска и хвостовика с центральным сквозным отверстием, расположенного со стороны переднего торца заряда, отличающийся тем, что заряд снабжен «сухарями» круглой формы не менее трех штук, равномерно установленными вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда, при этом «сухари» выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем. Insert solid propellant end-face charge of a rocket engine, armored on the lateral surface and front end, containing a rubber-metal plate consisting of a steel disk and a shank with a central through hole located on the front of the front end of the charge, characterized in that the charge is provided with “crackers” of round shape less than three pieces evenly installed around the central through hole of the shank, with a gap between the plate and the fuel element through which the armored e charge, the "biscuit" made of a material of the same composition as the Book coating and steel disk is provided with a finger.

Images