ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Изобретение относится к военной технике, и в частности к ракетным двигателям (РД) с зарядами из смесевых твердых топлив, прочноскрепленных с корпусом РД с помощью защитно-крепящих слоев (ЗКС).

Объект изобретения представляет собой прочноскрепленный с корпусом ракетного двигателя заряд из смесевого твердого топлива, предназначенный для эксплуатации в широком диапазоне температур (от минус 60 до 60°С).

Одним из наиболее сложных вопросов разработки РД является обеспечение надежного скрепления заряда твердого топлива с корпусом ракетного двигателя. Надежность скрепления во многом зависит от схемы защитно-крепящего слоя и способа скрепления заряда с корпусом, а также применяемых при этом материалов.

В зарубежной и отечественной практике широко используются заряды ракетного твердого топлива, содержащие корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд, защитно-крепящий слой со следующей схемой крепления зарядов твердого топлива к стенкам ракетного двигателя: в начале на внутреннюю поверхность корпуса наносится теплозащитное покрытие, а затем на это покрытие наносится крепящий слой, обеспечивающий прочное крепление заряда к корпусу двигателя в процессе отверждения топлива патент (США №4601862, кл. С06В 21/00, 1987 г., патент Японии №49-25324, кл. С06Д 1/04, 1975 г.). Данные технические решения предусматривают двухслойный защитно-крепящий состав: это теплозащитное покрытие (ТЗП), которым выложена внутренняя поверхность корпуса, и нанесенный на поверхность ТЗП адгезионный слой, предназначенный для крепления заряда ракетного топлива к стенкам корпуса двигателя.

Выполнение ЗКС из двух слоев усложняет конструкцию двигателя и технологию изготовления зарядов ракетного твердого топлива, а также повышает стоимость производства.

Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом ракетного твердого топлива является наличие в составе заряда корпуса, жестко скрепленного с ним топливного заряда, защитно-крепящего слоя.

Значительный технико-экономический эффект достигается при выполнении защитно-крепящего покрытия из одного материала, выполняющего функции теплозащитного покрытия и крепящего слоя. В этом случае материал покрытия должен обладать высокой эрозионной стойкостью к действию продуктов сгорания металлизированного твердого топлива и достаточно высокую адгезионную способность по отношению к материалу топлива.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому техническому решению является конструкция заряда ракетного твердого топлива по патенту России №2216641, кл.7 F02К 9/32, 2002 г., принятая авторами за прототип. Заряд содержит корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд. Скрепление заряда с корпусом осуществляется защитно-крепящим слоем, представляющим собой листовой каландрованный материал на основе этиленпропилендиенового каучука. Повышенная эрозионная стойкость материала ЗКС достигнута за счет использования в качестве полимерной основы тройного этиленпропилендиенового сополимера (каучук СКЭПТ), который не содержит в основной цепи двойных связей и отличается высокой теплостойкостью, а также введения в состав резины специальных наполнителей (асбест хризотиловый). Адгезионная способность ЗКС по отношению к топливам на основе каучука ПДИ-ЗА достигается благодаря введению в материал ЗКС бифункционального соединения n-динитрозобензола (n-ДНБ), который обеспечивает создание дополнительных химических связей между материалом ЗКС и топливом. Введение в состав ЗКС пластификатора диоктилсебацината (ДОС) позволяет в значительной степени подавить миграцию пластификатора из топлива в ЗКС, а также повысить эластические свойства последнего в области низких температур.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией заряда ракетного топлива являются наличие корпуса, заряда твердого ракетного топлива, а также одинаковая схема крепления топливного заряда с корпусами РД с помощью защитно-крепящего слоя, выполняющего одновременно функции теплозащиты корпуса и крепящего состава.

Однако в связи с особенностями формования зарядов смесевого ракетного твердого топлива, при отверждении которого давление в заряде повышается до 50-60 кгс/см², на границе контакта топлива с ЗКС происходит отжим связующего топлива, вызывающий снижение прочности пограничных слоев топлива и, соответственно, прочности крепления заряда с корпусом. Снижению прочности скрепления заряда с корпусом способствует также и влага, поглощаемая материалом ЗКС при разгерметизации корпуса в процессе сборки его с формообразующей оснасткой. Отрицательное влияние на прочность крепления заряда с корпусом отжима связующего и влаги на границе контакта ЗКС с топливом особенно проявляется на зарядах из высоконаполненных топлив, отличающихся повышенной чувствительностью к влаге и технологическим факторам. В конечном итоге снижение прочности крепления заряда с корпусом, вызванное отрицательным влиянием влаги и перераспределением компонентов топлива на границе контакта в процессе формования заряда может привести к сокращению сроков служебной пригодности прочноскрепленных с корпусом зарядов вплоть до потери работоспособности их непосредственно после изготовления.

Задачей заявляемого технического решения является разработка конструкции заряда ракетного топлива, обладающего повышенной прочностью скрепления с корпусом двигателя и увеличенным сроком службы.

Технический результат достигается за счет того, что защитно-крепящий слой, представляющий собой листовой каландрованный материал на основе этилепропилендиенового каучука с введенными в его состав наполнителем асбестом хризотиловым, адгезионной добавкой n-динитрозобензолом и пластификатором диоктилсебацинатом, подвергается химической модификации его поверхности перед заполнением топливной массой термообработанным 4,4'-дифенилметандиизоцианатом (ДФМДИ) в количестве 5-20 г/м².

Сущность изобретения заключается в том, что заряд твердого ракетного топлива, изображенный на чертеже, состоит из металлического корпуса (1), жестко скрепленного с ним топливного заряда (2), защитно-крепящего слоя (3), поверхность которого перед заполнением топливной массой подвергается химической модификации термообработанным 4,4'-дифенилметандиизоцианатом в количестве 5-20 г/м² (4).

Выбор из ряда алифатических и ароматических диизоцианатов ДФМДИ обусловлен особенностями поведения его на поверхности резины, подлежащей модификации. Эта особенность заключается в способности ДФМДИ образовывать реакционноспособные ароматического строения ассоциаты, связанные с поверхностью резины. Образовавшиеся ассоциаты замедляют процессы диффузии и испарения с поверхности и, тем самым, способствуют более глубокой и эффективной реакции изоцианатных групп с реакционноактивными группами поверхностного слоя резины. Кроме того, выбранный вид диизоцианата отличается низкой летучестью и, вследствие этого, обладает пониженной токсичностью по сравнению с другими модификациями диизоцианатов.

Технология модификации поверхности ЗКС на корпусах не приводит к существенному усложнению и удлинению технологического процесса подготовки корпусов.

В таблице приведены значения прочности адгезионного соединения ЗКС-топливо в зависимости от количества ДФМДИ, используемого для модификации ЗКС из этиленпропилендиеновой резины.

Как видно из приведенных данных, обработка термообработанным 4,4'-дифенилметандиизоцианатом (ДФМДИ) позволяет повысить прочность и надежность крепления топлива с ЗКС по сравнению с прототипом.

Таким образом, модификация поверхности ЗКС из этиленпропилендиеновой резины путем обработки ее раствором термообработанного ДФМДИ позволяет создать на границе контакта с топливом дополнительные химические связи и, благодаря этому, компенсировать снижение прочности адгезионного шва ЗКС-топливо, вызываемое отжимом связующего на границе контакта и отрицательным действием влаги.

Отмеченный положительный эффект подтвержден испытаниями образцов и модельных изделий, проведенных в соответствии с предлагаемым изобретением в лабораторных условиях ФГУП «НИИПМ».

Таким образом, указанные преимущества заявляемой конструкции заряда твердого ракетного топлива с модифицированной поверхностью ЗКС позволяют обеспечить его высокую надежность и увеличенный срок службы.