Способ изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя



Способ изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя
Способ изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя
Способ изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя
Способ изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя
Способ изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя
Способ изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2538002:

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

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей из композиционных материалов. При изготовлении теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя с удлиненной цилиндрической частью и с закладными элементами наносят на внутреннюю поверхность закладного элемента корпуса покрытие из невулканизованной резины. Устанавливают закладной элемент на жесткую оправку, наносят на нее слои невулканизованной резины для формирования основного массива теплозащитного покрытия и осуществляют вулканизацию. Покрытие закладного элемента предварительно вулканизуют в отдельном приспособлении. После установки закладного элемента на жесткую оправку слои невулканизованной резины выкладывают встык со слоями вулканизованного покрытия закладного элемента. При выкладке завершающего слоя невулканизованной резины перекрывают наружную поверхность закладного элемента, после чего проводят совместную вулканизацию. Изобретение позволяет повысить качество изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя. 6 ил.

 

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия (ТЗП) корпусов ракетных двигателей (РД), например, на твердом топливе (РДТТ).

В современном машиностроении при изготовлении внутреннего ТЗП корпуса РД нанесенный на жесткую оправку многослойный пакет композиционных материалов (КМ), состоящий из отдельных заготовок, вулканизуют в гидроклавной камере или печи.

Известен способ изготовления многослойных конструкций с закладными элементами в виде манжет, воротников, компенсаторов и т.д. с последующим одновременным формованием в гидроклаве (см. И.М. Буланов и В.В. Воробей. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов. - М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998 г., с.434-438) - является ближайшим аналогом.

Однако применение указанного способа для изготовления внутреннего ТЗП корпуса из КМ с утолщенной сферической частью, длинной цилиндрической частью и металлическими закладными элементами кольцевой формы типа шпангоута не приемлемо из-за невозможности установки шпангоута с нанесенной невулканизованной резиной на форму по причине избыточных исходных толщин и отсутствия жесткости невулканизованной резины, наличия обратной конусности наружной поверхности между толстостенной сферической частью и зоной установки шпангоута, а также невозможности обеспечить необходимое давление в зоне шпангоута (с внутренней стороны) при вулканизации ТЗП, что приведет к отсутствию сплошности и расслоениям на клеевой границе «шпангоут-ТЗП».

Способы приклеивания шпангоута поверх вулканизованного ТЗП, установленного на оправку для намотки корпуса из КМ, либо заформовки невулканизованной резиной стыков между шпангоутом и утолщенной сферической частью ТЗП после установки на оправку сопряжены со значительными техническими сложностями при конструировании оправки для намотки, связанными с необходимостью создания давления на невулканизованную резину при намотке и полимеризации силовой оболочки корпуса, необходимого для монолитности материалов и клеевых границ.

Указанные недостатки приводят к снижению качества изготовления внутреннего ТЗП.

Технической задачей данного изобретения является повышение качества изготовления внутреннего ТЗП для корпусов РД с удлиненной цилиндрической частью и металлическими закладными элементами кольцевой формы.

Технический результат достигается тем, что при осуществлении способа изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя, преимущественно с удлиненной цилиндрической частью и с закладными элементами, включающего нанесение на внутреннюю поверхность закладного элемента корпуса покрытия из невулканизованной резины, установку закладного элемента на жесткую оправку и нанесение на нее слоев невулканизованной резины для формирования основного массива ТЗП с последующей вулканизацией, покрытие закладного элемента предварительно вулканизуют в отдельном приспособлении, после установки закладного элемента на жесткую оправку слои невулканизованной резины выкладывают встык со слоями вулканизованного покрытия закладного элемента, при этом при выкладке завершающего слоя невулканизованной резины перекрывают наружную поверхность закладного элемента, после чего проводят совместную вулканизацию.

Предварительное обрезинивание и вулканизация резины шпангоута позволяет увеличить внутренний диаметр шпангоута с покрытием, это исключает возможность повреждения невулканизованного покрытия при установке шпангоута на форму.

На фиг.1 показана конструкция корпуса РД.

На фиг.2 показан выносной элемент А фигуры 1.

На фиг.3 показан обрезиненный шпангоут в первом приспособлении для вулканизации.

На фиг.4 показан выносной элемент Б фигуры 3.

На фиг.5 показано второе приспособление для вулканизации с выложенным на жесткую оправку ТЗП.

На фиг.6 показан выносной элемент В фигуры 5.

Конструкция корпуса РД включает металлическое днище 1, соединенное с закладным элементом (шпангоутом) 2, силовую оболочку 3 из КМ с внутренним ТЗП 4.

Способ изготовления ТЗП днищ корпусов из КМ с удлиненной цилиндрической частью заключается в следующем.

На шпангоут 2 наносят необходимое количество слоев невулканизованной резины с учетом ее усадки, устанавливают обрезиненный шпангоут 2 в приспособление 5 для вулканизации (фиг.3), устанавливают обжимную оболочку 6 и крышку 7. Подают рабочую жидкость через штуцер 8 в полость между обжимной оболочкой 6 и крышкой 7 приспособления 5 и вулканизуют резину шпангоута 2.

Устанавливают шпангоут 2 после вулканизации резин на подготовленную жесткую оправку 9 (фиг.5). Выкладывают основной массив ТЗП 4 (наносят слои невулканизованной резины встык к вулканизованному покрытию шпангоута 2, последний слой наносят с перекрытием шпангоута). Далее устанавливают обжимную оболочку 10 и крышку 11 приспособления 12 для вулканизации. В полость между обжимной оболочкой 10 и крышкой 11 приспособления 12 для вулканизации подают рабочую жидкость и сборочную единицу вулканизуют в печи, оборудованной гидросистемой.

Затем на сборочную единицу наматывают силовую оболочку 3 из КМ.

Практическое применение изобретения подтвердило высокую технологичность предлагаемого способа изготовления внутреннего ТЗП для корпусов РД с удлиненной цилиндрической частью, утолщенной сферической частью и металлическими закладными элементами кольцевой формы.

Способ изготовления теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя, преимущественно с удлиненной цилиндрической частью и с закладными элементами, включающий нанесение на внутреннюю поверхность закладного элемента корпуса покрытия из невулканизованной резины, установку закладного элемента на жесткую оправку и нанесение на нее слоев невулканизованной резины для формирования основного массива теплозащитного покрытия с последующей вулканизацией, отличающийся тем, что покрытие закладного элемента предварительно вулканизуют в отдельном приспособлении, после установки закладного элемента на жесткую оправку слои невулканизованной резины выкладывают встык со слоями вулканизованного покрытия закладного элемента, при этом при выкладке завершающего слоя невулканизованной резины перекрывают наружную поверхность закладного элемента, после чего проводят совместную вулканизацию.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку, облицованную теплозащитным покрытием с раскрепляющими эластичными манжетами. В месте соединения манжеты и теплозащитного покрытия выполнена кольцевая полость, образованная разнесенными эквидистантно кольцевыми поясками, сопряженными со стороны внешних кромок по дуге и снабженными со стороны внутренних кромок коническими участками.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам нанесения эластичного покрытия, например теплозащитного, на внутреннюю поверхность корпуса. При нанесении эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса, изготавливают эластичную оболочку на оправке и проводят вакуумирование полости между оболочкой и поверхностью оправки, причем площадь поверхности оправки соответствует площади внутренней поверхности корпуса.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении оболочек корпусов из композиционных материалов, требующих по условиям эксплуатации нанесения на поверхность оболочек влагозащитных покрытий с антистатическими свойствами.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей, в частности при нанесении теплозащитного покрытия на внутреннюю поверхность корпусов ракетных двигателей.

Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус и ракетное топливо.

При изготовлении корпуса ракетного двигателя из полимерных композиционных материалов наматывают силовую оболочку в виде кокона спирально-кольцевой намоткой из жгутов арамидных волокон, а перед задним удаляемым днищем на цилиндрической части нарезают резьбу для соединения с сопловым блоком двигателя.

Корпус твердотопливного ракетного двигателя из композиционного материала содержит силовую цельномотанную оболочку типа «кокон» и оболочку второго кокона. Между наружной поверхностью днища силовой оболочки в зоне экватора и оболочкой второго кокона установлен кольцевой эластичный клин.
Предлагаемый способ относится к ракетной технике и предназначен для подготовки внутренней поверхности корпуса твердотопливного ракетного двигателя перед заливкой в корпус смесевого топлива.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки выполняют закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки. Подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела. Корпус воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения. Внутренняя часть цилиндрической оболочки выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом. Внутренняя часть цилиндрической оболочки имеет в составе внутренней резьбы кольцевые слои формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию корпуса воспламенителя и повысить его технологичность. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных с корпусом по цилиндрической части и раскрепленных манжетами по эллиптическим торцевым поверхностям. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд, теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой. Топливный заряд жестко скреплен с корпусом в средней части его цилиндрической поверхности через склеенные между собой теплозащитное покрытие и защитно-крепящий слой и подвижно скреплен с корпусом в остальной части его цилиндрической поверхности. Топливный заряд подвижно скреплен с корпусом посредством контактирующих между собой через смазку выступов, которыми оснащен защитно-крепящий слой, и имеющих ответную форму пазов, выполненных в теплозащитном покрытии. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда. Каждый выступ выполнен с возможностью принимать форму кольца в собранном заряде. Теплозащитное покрытие выполнено из материала, химически совместимого с топливом и исключающего диффузию в него компонентов топлива. Изобретение позволяет повысить технологичность изготовления и эксплуатационную надежность заряда. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

При изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия с тканевым защитно-крепящим слоем корпуса ракетного двигателя твердого топлива изготавливают, формуют и вулканизируют внутреннее теплозащитное покрытие с тканевым защитно-крепящим слоем. Из капроновой ткани изготавливают оболочку защитно-крепящего слоя в виде чехла, размеры наружной поверхности которой соответствуют внутренней поверхности корпуса с теплозащитным покрытием. Размещают оболочку защитно-крепящего слоя через разделительный чехол из капроновой ткани на соответствующей длине корпуса жесткой оправке, охватываемой резиновой диафрагмой. Вводят оправку в корпус и расправляют оболочку защитно-крепящего слоя, разделительный чехол и резиновую диафрагму, создавая разряжение между покрытием и резиновой диафрагмой и давление в полости резиновой диафрагмы. Затем выводят оправку из корпуса, а корпус помещают в печь и производят вулканизацию. После окончания вулканизации и охлаждения корпуса с теплозащитным покрытием удаляют из него разделительный чехол и резиновую диафрагму и открывают отверстие в оболочке защитно-крепящего слоя по контуру передней горловины корпуса. Изобретение позволяет снизить трудоемкость изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя. 3 ил.

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей с относительно малым временем работы, например, для двигателей ракетно-артиллерийских боеприпасов. При изготовлении корпуса ракетного двигателя из композиционно-волокнистого материала наматывают слои волокнистого материала со связующим с использованием технологической оснастки, производят термообработку с отверждением связующего и затем удаляют технологическую оснастку. Технологическую оснастку, состоящую из нескольких частей и имеющую форму внутренней поверхности двух корпусов, обращенных друг к другу выходными диаметрами раструбов, собирают с двумя концевыми деталями, содержащими элементы соединения с передними днищами двигателей. Намотку производят псевдолентой, образуемой перекрестными армирующими волокнами, сматываемыми с вращающегося вертлюга и огибающими краевые жгуты. Во время намотки краевые жгуты псевдоленты укладывают окружными витками в зоны концевых деталей. После отверждения разрезают корпуса по месту стыковки обоих раструбов, после чего производят разборку частей оснастки и извлечение корпусов с замотанными концевыми элементами. Изобретение позволяет повысить надежность конструкции ракетного двигателя, работающей под высоким давлением, а также снизить трудоемкость ее изготовления. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей. При формировании внутреннего теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя в процессе выкладки слоев невулканизованной резины между слоями размещают оптическое волокно для измерения температуры в процессе вулканизации. Оптическое волокно размещают на поверхностях невулканизованной резины спиральными витками с переходом с одного слоя резины на другой слой. Производят точечное закрепление волокна на поверхностях слоев резины с помощью клея холодного отверждения на основе каучуков. Изобретение позволяет повысить качество теплозащитного покрытия. 2 ил.
Наверх