Способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам



Способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам
Способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам
Способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам
Способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам

 


Владельцы патента RU 2491442:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам. При определении погрешностей изготовления корпус располагают на роликовых опорах и определяют отклонения расположения шпангоутов и фланцев корпуса относительно оси, определяемой центрами цилиндрических стыковочных поверхностей переднего и заднего шпангоутов. При определении погрешностей на торцовые и цилиндрические поверхности переднего шпангоута, заднего шпангоута, заднего фланца и переднего фланца корпуса устанавливают по два индикатора в горизонтальной плоскости симметрично относительно оси корпуса, закрепленные в стойках. Совершают один полный поворот корпуса, во время которого фиксируют по индикаторам величины перемещений торцовых и цилиндрических поверхностей корпуса в четырех угловых положениях через каждые 90°. Используя показания индикаторов, определяют погрешности изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам с учетом поправки на смещение оси корпуса при его вращении на роликах по формулам, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам.

К погрешностям изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам относятся:

- отклонение от перпендикулярности стыковочных торцов переднего и заднего шпангоутов относительно оси корпуса;

- отклонение от перпендикулярности заднего фланца относительно оси корпуса;

- смещение центра стыковочного торца заднего фланца относительно оси корпуса.

Известен способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам, в частности определение положения действительной продольной оси изделия, описанный в издании Джур Е.А. / Технология производства космических ракет: Учебник. // Джур Е.А., Вдовин С.И., Кучма Л.Д. и др. - Днепропетровск: Изд-во ДГУ, 1992. - С.146. Способ заключается в том, что изделие устанавливается на роликовые тележки цилиндрическими базовыми поверхностями. Роликовые тележки предназначены для поворота изделия на 180º с целью выявления величины весового прогиба изделия и последующей его коррекции с помощью домкрата. На торцах изделия крепят котировочные кольца с фотоэлектрическими приемниками лазерного луча. Приемники совмещают с двумя параллельными лазерными лучами, направленными вдоль образующей изделия и выверенными по юстировочной плите. По обшивке неподвижного изделия вручную перемещают измерительную стойку с приемником лазерного излучения. По отклонению лазерного пятна на измерительной сетке приемника судят о смещении продольной оси изделия от базовой оси.

Недостатком известного способа является то, что при определении погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам используют сложную измерительную систему, требующую точной выставки измерительной базы, относительно которой определяют погрешности изготовления корпуса, что снижает точность определения погрешностей.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение точности определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам, обеспечение универсальности операции (исключение специальных стендов, измерительных систем).

Технический результат достигается тем, что в способе, при котором корпус располагают на роликовых опорах и проводят измерение отклонений расположения шпангоутов и фланцев корпуса относительно оси, определяемой центрами цилиндрических стыковочных поверхностей переднего и заднего шпангоутов, при измерениях на торцовые и цилиндрические поверхности переднего шпангоута, заднего шпангоута, заднего фланца и, при необходимости, переднего фланца корпуса устанавливают по два индикатора в горизонтальной плоскости симметрично относительно оси корпуса, закрепленные в стойках, совершают один полный поворот корпуса, во время которого фиксируют по индикаторам величины перемещений торцовых и цилиндрических поверхностей корпуса в четырех угловых положениях через каждые 90º, используя показания индикаторов в плоскостях I-III, II-IV, определяют погрешности изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам по формулам, в которых учтены поправки на смещение оси корпуса при его вращении на роликах:

σ 3 I I I I = ( a 2 I a 2 I I I + a 8 I a 8 I I I ) k 2 D 3 α I I I I ; ( 1 )

σ 3 I I I V = ( a 2 I I a 2 I V + a 8 I I a 8 I V ) k 2 D 3 α I I I V ; ( 2 )

σ П I I I I = ( a 10 I a 10 I I I + a 12 I a 12 I I I ) k 2 D П α I I I I ; ( 3 )

σ П I I I V = ( a 10 I I a 10 I V + a 12 I I a 12 I V ) k 2 D П α I I I V , ( 4 )

γ I I I I = ( a 4 I a 4 I I I + a 6 I a 6 I I I ) k 2 D Ф α I I I I ; ( 5 )

γ I I I V = ( a 4 I I a 4 I V + a 6 I I a 6 I V ) k 2 D Ф α I I I V ; ( 6 )

e I I I I = 0,5 ( a 3 I I I a 3 I + a 5 I I I a 5 I a 1 I I I + a 1 I a 7 I I I + a 7 I ) α I I I I l 1 k ; ( 7 )

e I I I V = 0,5 ( a 3 I V a 3 I I + a 5 I V a 5 I I a 1 I V + a 1 I I a 7 I V + a 7 I I ) α I I I V l 1 k ; ( 8 )

где σ 3 I I I I , σ 3 I I I V - отклонение от перпендикулярности стыковочного торца заднего шпангоута в плоскостях I-III и II-IV, мин;

σ П I I I I , σ П I I I V - отклонение от перпендикулярности стыковочного торца переднего шпангоута в плоскостях I-III и II-IV, мин;

γI-III, γII-IV - отклонение от перпендикулярности заднего фланца в плоскостях I-III и II-IV, мин;

eI-III, eII-IV - смещение центра стыковочного торца заднего фланца в плоскостях I-III и II-IV, мм;

αI-III, αII-IV - поправка, учитывающая смещение оси корпуса в плоскостях I-III и II-IV, мин;

a 1 I ( I I , I I I , I V ) a 12 I ( I I , I I I , I V ) - показания индикаторов №1-12 в положениях I, II, III, IV корпуса, мм;

DФ - диаметр установки индикаторов на торцовую поверхность заднего фланца, мм;

D3 - диаметр установки индикаторов на торцовую поверхность заднего шпангоута, мм;

DП - диаметр установки индикаторов на торцовую поверхность переднего шпангоута, мм;

l1 - расстояние между индикаторами, установленными на цилиндрические поверхности заднего фланца и заднего шпангоута, мм;

l2 - расстояние между индикаторами, установленными на цилиндрические поверхности переднего шпангоута и заднего шпангоута, мм;

k=57,3·60 - коэффициент перевода линейных величин в угловые минуты.

Способ поясняется чертежами, представленными на фиг.1, 2, 3, 4.

На фиг.1 показан корпус, расположенный на роликовых опорах.

На фиг.2 показан вид А (слева) корпуса, расположенного на роликовых опорах.

На фиг.3 показан вид Б (сверху) корпуса, расположенного на роликовых опорах.

На фиг.4 показана схема установки индикаторов при определении погрешностей.

На фигурах обозначено:

1 - корпус;

2 - роликовая опора;

3 - передний шпангоут;

4 - задний шпангоут;

5 - задний фланец;

6 - средство измерения (индикатор);

7 - неподвижная стойка;

№1-12 - порядковые номера средств измерения (индикаторов).

DФ, Dn, D3 - диаметры установки индикаторов на торцовую поверхность заднего фланца, переднего шпангоута и заднего шпангоута соответственно;

l1 - расстояние между индикаторами, установленными на цилиндрические поверхности заднего фланца и заднего шпангоута, мм;

l2 - расстояние между индикаторами, установленными на цилиндрические поверхности переднего шпангоута и заднего шпангоута, мм;

I, II, III, IV - измерительные плоскости корпуса.

Способ осуществляется следующим образом.

Корпус 1 укладывают произвольными цилиндрическими поверхностями на роликовые опоры 2. На цилиндрические и торцовые поверхности переднего шпангоута 3, заднего шпангоута 4 и заднего фланца 5 в горизонтальной плоскости I-III и вертикальной плоскости II-IV устанавливают средства измерения 6 (индикаторы часового типа), закрепленные в неподвижных стойках 7. Все индикаторы настраивают на ноль. Совершают оборот корпуса на 360º с остановками через каждые 90º, во время которых снимают показания индикаторов №1-12.

При повороте корпуса непрерывно происходит смещение его оси в продольном и радиальном направлении из-за влияния погрешностей формы и расположения роликовых опор и поверхностей корпуса, опирающихся на роликовые опоры. Изменение положения оси корпуса в четырех положениях фиксируется индикаторами, установленными на цилиндрические и торцовые поверхности переднего фланца, переднего и заднего шпангоутов. По показаниям индикаторов рассчитывают поправки на смещение оси корпуса в плоскостях I-III и II-IV:

α I I I I = ( a 1 I I I a 1 I + a 7 I I I a 7 I + a 9 I a 9 I I I + a 11 I a 11 I I I ) k 2 l 2 ; ( 9 )

α I I I V = ( a 1 I V a 1 I I + a 7 I V a 7 I I + a 9 I I a 9 I V + a 11 I I a 11 I V ) k 2 l 2 ; ( 10 )

По формулам (1)-(8) рассчитывают погрешности изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам с учетом поправок на перемещение оси корпуса в плоскостях I-III и II-IV.

Расчетные результаты погрешностей изготовления корпуса сравнивают с допускаемыми и судят о годности изделия.

Таким образом, использование изобретения позволит с высокой точностью, не уступающей точности лазерных систем, определить погрешности изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам. При этом исключается необходимость применения специальных стендов и сложных измерительных систем.

Способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам, при котором корпус располагают на роликовых опорах и определяют отклонения расположения шпангоутов и фланцев корпуса относительно оси, определяемой центрами цилиндрических стыковочных поверхностей переднего и заднего шпангоутов, отличающийся тем, что при определении погрешностей на торцовые и цилиндрические поверхности переднего шпангоута, заднего шпангоута, заднего фланца и, при необходимости, переднего фланца корпуса устанавливают по два индикатора в горизонтальной плоскости симметрично относительно оси корпуса, закрепленных в стойках, совершают один полный поворот корпуса, во время которого фиксируют по индикаторам величины перемещений торцовых и цилиндрических поверхностей корпуса в четырех угловых положениях через каждые 90°, используя показания индикаторов в плоскостях I-III, II-IV, определяют погрешности изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам по формулам, в которых учтены поправки на смещение оси корпуса при его вращении на роликах:
σ 3 I I I I = ( a 2 I a 2 I I I + a 8 I a 8 I I I ) k 2 D 3 α I I I I ;
σ 3 I I I V = ( a 2 I I a 2 I V + a 8 I I a 8 I V ) k 2 D 3 α I I I V ;
σ П I I I I = ( a 10 I a 10 I I I + a 12 I a 12 I I I ) k 2 D П α I I I I ;
σ П I I I V = ( a 10 I I a 10 I V + a 12 I I a 12 I V ) k 2 D П α I I I V ;
γ I I I I = ( a 4 I a 4 I I I + a 6 I a 6 I I I ) k 2 D Ф α I I I I ;
γ I I I V = ( a 4 I I a 4 I V + a 6 I I a 6 I V ) k 2 D Ф α I I I V ;
e I I I I = 0,5 ( a 3 I I I a 3 I + a 5 I I I a 5 I a 1 I I I + a 1 I a 7 I I I + a 7 I ) α I I I I l 1 k ;
e I I I V = 0,5 ( a 3 I V a 3 I I + a 5 I V a 5 I I a 1 I V + a 1 I I a 7 I V + a 7 I I ) α I I I V l 1 k ,
где σ 3 I I I I , σ 3 I I I V - отклонение от перпендикулярности стыковочного торца заднего шпангоута в плоскостях I-III и II-IV, мин;
σ П I I I I , σ П I I I V - отклонение от перпендикулярности стыковочного торца переднего шпангоута в плоскостях I-III и II-IV, мин;
γI-III, γII-IV - отклонение от перпендикулярности заднего фланца в плоскостях I-III и II-IV, мин;
eI-III, eII-IV - смещение центра стыковочного торца заднего фланца в плоскостях I-III и II-IV, мм;
αI-III, αII-IV - поправки, учитывающие смещение оси корпуса в плоскостях I-III и II-IV, мин;
a 1 I ( I I , I I I , I V ) a 12 I ( I I , I I I , I V ) - показания индикаторов №1-12 в положениях I, II, III, IV корпуса, мм;
DФ - диаметр установки индикаторов на торцовую поверхность заднего фланца, мм;
DЗ - диаметр установки индикаторов на торцовую поверхность заднего шпангоута, мм;
DП - диаметр установки индикаторов на торцовую поверхность переднего шпангоута, мм;
l1 - расстояние между индикаторами, установленными на цилиндрические поверхности заднего фланца и заднего шпангоута, мм;
l2 - расстояние между индикаторами, установленными на цилиндрические поверхности переднего шпангоута и заднего шпангоута, мм;
k=57,3·60 - коэффициент перевода линейных величин в угловые минуты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, раздвижные сопла которых имеют несколько выдвигаемых насадков.

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано для гашения ракетных двигателей твердого топлива при отработке и наземных испытаниях.
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам оценки безопасности пуска авиационных ракет с ракетным двигателем твердого топлива из-под фюзеляжа самолета-носителя.

Изобретение относится к области испытательной техники, а более конкретно к области исследования границ устойчивости к поперечным высокочастотным колебаниям давления в модельных камерах сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) применительно к смесительным головкам с натурными двухкомпонентными форсунками, и может быть использовано при разработке и создании ЖРД.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки при создании и модернизации маршевых однокамерных и многокамерных установок, в частности для имитации высотных условий при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей с соплами больших степеней расширения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях с раздвижными соплами для определения времени выдвижения насадка в рабочее положение.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и других энергоустановок с криогенными компонентами топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к высотным испытаниям крупногабаритного РДТТ

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта теплоносителя с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, при этом перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в экспериментальной установке до 0,01 МПа через электропневмоклапан. Рассмотрено устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющейся части ступени ракеты-носителя, включающее в свой состав экспериментальную установку в виде модельного бака, содержащего поддон для жидкого компонента ракетного топлива, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, при этом экспериментальная установка имеет в своем составе вакуумную камеру для создания пониженного абсолютного давления до 0,01 МПа с управляемым электропневмоклапаном и газоанализатор для определения процентного содержания газифицированных компонентов ракетного топлива. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива монтируют и сжигают стержневой образец твердого ракетного топлива с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления. Перед монтажом измеряют длину небронированного образца, бронируют его, после чего выполняют на открытом торце бронированного образца пропил, перпендикулярный этому торцу, глубиной 5…8% от длины образца и измеряют глубину пропила. После монтажа образца вместе с гермовыводом в камере сгорания образец поджигают и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное в течение времени сброса давления, определяемого соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Затем закрывают этот вентиль и после достижения максимального давления в момент времени, соответствующий окончанию горения образца, снова открывают вентиль сброса. После этого определяют среднее давление и скорость горения твердого ракетного топлива на контрольном участке горения образца по соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность определения скорости горения твердого ракетного топлива. 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для измерения зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя, имеющих конический или криволинейный профиль сопрягаемых через клеевой состав поверхностей. Сущность изобретения заключается в следующем. При измерении зазора арматуру базируют на объемном калибре в виде полого тела вращения. Наружный профиль калибра имитирует максимальный профиль раструба. Не менее чем в двух радиальных сечениях равномерно по окружности со стороны внутренней полости калибра расположены не менее чем по четыре втулки со сквозными отверстиями. Оси втулок перпендикулярны наружному профилю калибра, а один из торцов совпадает с наружным профилем калибра. В отверстия втулок последовательно со стороны внутренней полости калибра заводят измерительный наконечник индикатора часового типа, предварительно настроенного на начальное показание и снабженного ограничителем. Упирают торец ограничителя индикатора в торец втулки калибра при одновременном касании измерительным наконечником индикатора внутренней поверхности арматуры. После чего фиксируют показание индикатора и определяют величину зазора между раструбом и арматурой в данной точке профиля по формуле: δc=h0+a0-li-ai, где h0 - действительный размер настроечной меры, мм; li - действительная длина втулки калибра, мм; a0 - показание индикатора, настроенного на ноль; ai - показание индикатора, зафиксированное в процессе измерения. Использование изобретения позволит с высокой точностью измерить величину зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя. При этом снижается трудоемкость операции измерения. 2 ил.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива производят монтаж и сжигание стержневого образца с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления. Перед монтажом небронированный образец опускают в бронестаканчик с неотвержденным бронесоставом и отверждают бронесостав. Затем в плоскости осевого сечения бронированого образца выполняют на его торцах пропилы с вершинами, перпендикулярными оси образца. Устанавливают в пропил со стороны бронированного торца отрезок огнепроводного шнура. Изолируют полость пропила с установленным отрезком огнепроводного шнура. Устанавливают в пропил со стороны открытого торца запальный проводник, соединяют концы проводника с гермовыводом и монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания. Подают в камеру сгорания начальное давление от внешнего источника, поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное давление до момента появления всплеска давления в камере сгорания. Сбрасывают давление и определяют скорость горения твердого ракетного топлива по защищаем настоящим изобретением соотношениям. Изобретение позволяет упростить подготовку образца твердого ракетного топлива к испытаниям и повысить точность определения его скорости горения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композитного материала с передним и сопловым днищами, соединенными между собой посредством цилиндрического участка, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло. На переднем днище установлен глухой фланец многократного использования, в центре которого с внешней стороны установлено воспламенительное устройство. Наружный радиус заряда, радиус канала заряда, радиус критического сечения сопла и толщина цилиндрического участка силовой оболочки корпуса определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет определять удельный импульс тяги и скорость горения твердого ракетного топлива в условиях напряженно-деформированного состояния. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий. Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами содержит барокамеру, выхлопной диффузор, кольцевой эжектор и соединенный с ним источник эжектирующего рабочего тела. Источник эжектирующего рабочего тела выполнен в виде парогенератора, образованного охватывающим диффузор кожухом, полость которого на входе сообщена с подводом охлаждающей жидкости, а на выходе с кольцевым эжектором. Стенд снабжен форсунками, размещенными в кольцевом эжекторе и имеющими программно разрушающиеся корпусы. Изобретение позволяет имитировать высотные условия при испытании ракетного двигателя с тонкостенным соплом на различных режимах его работы, включая период выключения, а также обеспечить сохранность элементов конструкции двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе содержит выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом. В переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение ракетного двигателя твердого топлива после огневых стендовых испытаний. 4 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Генератор содержит корпус с подсоединительным патрубком и форкамерой, в котором размещена втулка из диэлектрика, в которой размещены электроды. При этом один из электродов установлен по оси форкамеры и является общим, а остальные электроды расположены по окружности с одинаковым зазором между собой. Причем осевой электрод соединен с остальными электродами, размещенными по окружности, металлическими проволочками диаметром 0,02…0,5 мм. Другие концы электродов предназначены для подключения к источнику высокого напряжения, а концы электродов, размещенных внутри форкамеры, выполнены с утолщением, причем к форкамере подсоединен штуцер для подачи азота продувки. При размещении по окружности четного числа электродов на конце осевого электрода в радиальном направлении к электродам, расположенным по окружности, могут быть выполнены сквозные радиальные пересекающиеся каналы, в которых размещены металлические проволочки. При этом концы каждой из них соединены с соответствующей парой противолежащих электродов, расположенных по окружности, причем в торце осевого электрода выполнено глухое отверстие с резьбой, пересекающее сквозные радиальные каналы, в котором установлен винт, прижимающий металлические проволочки к внутренним кромкам сквозных каналов осевого электрода. Изобретение обеспечивает создание нескольких импульсов во время одного испытания камер сгорания и газогенераторов ЖРД на устойчивость при высокой стабильности величины импульса. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц. Способ реализуется компенсирующим замыкающим устройством газовых магистралей, содержащим компенсационную втулку с проточками по ее стыкам для установки подкладных колец, в котором согласно изобретению проточки для установки подкладных колец выполнены длиной, равной длине подкладных колец, а над проточками просверлены сквозные отверстия, в которых установлены фиксаторы для перемещения подкладных колец в зону сварных швов стыков деталей и сборочных единиц; проточки в фиксаторах под отвертку развернуты перпендикулярно плоскости проекции скоса; фиксаторы установлены по периметру через углы, равные 120°; в отверстиях компенсационной втулки и головках фиксаторов выполнены фаски для исключения непроваров корня сварных швов. Изобретение обеспечивает повышение точности ее установки и снижение потерь вектора тяги работающего в полете или на стенде двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 12 ил.
Наверх