Способ изготовления корпуса ракетного двигателя

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 ракетной технике и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей с относительно малым временем работы, например, для двигателей ракетно-артиллерийских боеприпасов.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является способ изготовления камеры ракетного двигателя по патенту 2480611 (опубл. 27.04.2013). Известный способ включает изготовление камеры сгорания, сопла и раструба из волокнистых материалов со связующим, механическую обработку и нанесение на камеру двигателя термостойкого покрытия, причем камеру сгорания, сопло и раструб изготовляют в виде отдельных механически обработанных секций, на стыкуемые поверхности которых наносят высокотемпературную клеевую композицию, и устанавливают на технологическую оправку со стыковкой секций и отверждением клеевой композиции в стыках последних, затем на наружные поверхности секций камеры сгорания, сопла и примыкающей к соплу части раструба наносят сплошной слой высокотемпературной герметизирующей клеевой композиции, на который наматывают слои волокнистого материала со связующим, после чего выполняют термообработку с отверждением клеевой композиции и связующего и удаляют технологическую оправку, а затем производят карбонизацию, пироуплотнение, механическую обработку и наносят термостойкое покрытие на поверхности камеры.

Рассмотренный способ изготовления характерен для ракетных двигателей, работающих продолжительное время. Для двигателей с малым временем работы и испытывающих умеренное воздействие высокотемпературных газов известный способ связан со значительной трудоемкостью изготовления и не обеспечивает получение экономичной продукции. Для подобных двигателей, применяемых, например, в ракетно-артиллерийских боеприпасах, время работы не превышает 0,1 с.

Давление внутри двигателя ракетно-артиллерийского боеприпаса достигает нескольких десятков МПа (нескольких сотен атмосфер). Использование автономно изготовленных камер сгорания, сопла и раструба с последующей их замоткой снижает надежность конструкции, воспринимающей подобные нагрузки.

Настоящее изобретение решает задачу усовершенствования способа изготовления корпуса ракетного двигателя, включающего камеру сгорания, сопло и раструб и обеспечивающего требуемую несущую способность конструкции при низкой трудоемкости и стоимости.

Для достижения указанного технического результата предложен способ изготовления корпуса реактивного двигателя из композиционно-волокнистого материала, состоящего из камеры сгорания, сопла и раструба, включающий намотку слоев волокнистого материала со связующим с использованием технологической оснастки, термообработку с отверждением связующего и удалением технологической оснастки. Отличительными признаками предлагаемого способа от указанного выше известного способа является то, что 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 сопел, после чего производят разборку частей оснастки и извлечение корпусов с замотанными концевыми элементами.

В качестве дополнительного отличительного признака с целью обеспечения требуемой прочности высоконагруженной камеры сгорания используется то, что после намотки псевдоленты производят намотку цилиндрической части камеры сгорания волокнами, ориентированными, в основном, в окружном направлении.

С целью подкрепления соплового участка корпуса и улучшения прилегания перекрестных армирующих волокон к формообразующей оправке во время намотки псевдолентой может применяться ее дополнительное стягивание окружными волокнами в двух зонах критических сечений сопел.

Благодаря наличию указанных признаков корпуса ракетных двигателей, изготовленные данным способом, характеризуются высокой надежностью и низкой трудоемкостью и стоимостью.

Заявляемое изобретение пояснено чертежами, фиг. 1, фиг. 2 и фиг. 3.

На фиг. 1 схематически изображена технологическая оснастка, представляющая собой формообразующую оправку. Она состоит из четырех частей 1, 2, 3 и 4, стянутых центральным штревелем 5. Перед намоткой на концах оправки устанавливают концевые детали 6 и 7. В представленном примере конкретного исполнения концевые детали представляют собой металлическую втулку с внутренней резьбой, используемой в качестве соединительного элемента с днищем двигателя.

Фиг. 2 иллюстрирует предлагаемый способ намотки. Она производится псевдолентой, образованной огибанием перекрестными волокнами 8 двух краевых жгутов 9 и 10. Перекрестные волокна сматываются с бобин вращающегося вертлюга 11. Во время намотки краевые жгуты направляются укладчиками 12 и 13 в зоны расположения закладных втулок 6 и 7. В варианте исполнения заявляемого способа во время намотки псевдолентой предусматривается ее дополнительное стягивание окружными волокнами 14 и 15 в двух зонах критических сечений сопел.

На фиг.3 иллюстрируется вариант способа изготовления, при котором производится дополнительная окружная намотка волокнами 16 и 17 в цилиндрических частях камеры сгорания двух корпусов. Волокна сматываются со шпулярников 18 и 19, имеющих возможность перемещения вдоль оси изготовляемых корпусов.

Предложенный способ изготовления обеспечивает надежность конструкции, работающей под высоким давлением, поскольку осевые усилия, возникающие в композитном материале, воспринимаются непрерывными перекрестными волокнами.

Изготовление по предложенному способу характеризуется низкой трудоемкостью. Намотка корпусов наружным диаметром до 150 мм и толщиной до 7 мм производится за время не более 20 минут. В качестве основного армирующего материала используются стеклянные или базальтовые ровинги, отличающиеся умеренной стоимостью. Указанные факторы обеспечивают относительно низкую стоимость корпуса.

Наличие подмоток окружными волокнами в цилиндрической части камеры сгорания и в зоне критического сечения сопла способствует повышению несущей способности корпуса двигателя. Кроме того, подмотка в критической части сопла обеспечивает более полное прилегание перекрестных волокон на криволинейном докритическом участке и на раструбе сопла.

1. Способ изготовления корпуса ракетного двигателя из композиционно-волокнистого материала, состоящего из камеры сгорания, сопла и раструба, включающий намотку слоев волокнистого материала со связующим с использованием технологической оснастки, термообработку с отверждением связующего и удаление технологической оснастки, отличающийся тем, что 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.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что после намотки псевдолентой производят намотку цилиндрической части камеры сгорания волокнами, ориентированными, в основном, в окружном направлении.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что во время намотки псевдолентой производят ее стягивание окружными волокнами в двух зонах критических сечений сопел.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса.

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.

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.

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.

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата, имеющего габаритные ограничения в исходном состоянии, с полезным грузом, длина которого сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, во внутренней полости которого размещен заряд, сопло и переднюю крышку, выполненную в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз. Между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. Аккумулятор давления рассчитан на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитана обечайка стакана, на величину, равную или меньшую давления, создаваемого во внутренней полости корпуса за счет горения заряда. Изобретение позволяет снизить массу и обеспечить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании твердотопливных импульсных двигателей, к которым предъявляются повышенные требования разноимпульсности при работе в паре или в целой связке. Твердотопливный импульсный двигатель содержит камеру сгорания с зарядом из цилиндрических канальных шашек всестороннего горения, расположенных между опорными решетками, сопло, воспламенитель, закрепленный на передней опорной решетке со стороны донной части камеры сгорания, и пиропатрон, установленный в донной части камеры сгорания. Между соплом и опорной решеткой, расположенной со стороны сопла, установлена перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка эллиптической формы, обращенная выпуклой поверхностью к соплу и имеющая перфорацию в виде сквозных отверстий. Оси сквозных отверстий перегородки составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла. Суммарная площадь отверстий перегородки превышает площадь критического сечения сопла. Изобретение позволяет снизить разброс импульса тяги твердотопливного импульсного двигателя за счет увеличения времени пребывания частиц топлива в его сопловом тракте. 2 з.п. ф-лы, 2 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 разновысотными выступами, в продольном сечении имеющими вид полугантели и обращенными внутрь заряда. Высоту выступов варьируют по зонам заряда и назначают в соответствии с действующими в конкретной зоне скрепления заряда с корпусом отрывными напряжениями. Поверхность выступов полностью или частично выполнена с микронеровностями высотой 0,05-0,5 мм, а отношение расстояния между соседними по длине заряда выступами к диаметру головки полугантели выступов составляет 1,7-2,0. Изобретение позволяет снизить вес корпуса с теплозащитным покрытием при одновременном достижении гарантированной прочности крепления топлива к теплозащитному покрытию, в том числе и динамической. 5 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием. Цилиндрическая оболочка имеет плоское донышко с одной стороны и свободный торец с внутренней резьбой с другой. Свободный торец закрыт съемным колпачком куполообразной формы с сопловыми отверстиями при вершине и опорно-защитной решеткой во внутренней полости. Резьбовая часть колпачка выполнена в виде втулки, соединенной с колпачком посредством клея и имеющей послойное армирование тканью перпендикулярно оси резьбы. Колпачок выполнен полностью армированным из ткани с отбортовкой и с резьбой на ней, являющейся продолжением резьбы втулки. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенителя заряда твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к способу изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, получаемого методом непрерывной намотки армирующей ленты. Способ изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, заключающийся в установке на оправку внутреннего теплозащитного покрытия, намотке поверх его силовой оболочки из полимерного композиционного материала с последующей полимеризацией, при этом между оправкой и внутренним теплозащитным покрытием устанавливают изолированную антиадгезионной пленкой манжету из эластичного материала, например силикона с толщиной стенки, соизмеримой с толщиной внутреннего теплозащитного покрытия. Манжета может быть выполнена в виде герметичного мешка, который в процессе полимеризации силовой оболочки корпуса нагружают гидравлическим давлением, превышающим контактное давление на оправку, создаваемое усилием намотки материала силовой оболочки. Изобретение обеспечивает повышение прочностных и адгезионных характеристик конструкции днищ корпуса. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам обеспечения непрерывного контроля состояния твердотопливных зарядов ракетных двигателей. Твердотопливный ракетный двигатель включает композитный корпус и защитный слой, состоящий из теплозащитного покрытия и защитно-крепящего слоя, выполнен раскрепленным для снижения уровня напряжений, возникающих при эксплуатации со стороны переднего и заднего торцов, при помощи манжет, а также снабжен системой контроля отслоений. Система контроля отслоений включает систему датчиков магнитного поля на основе эффекта Холла, детектируемую систему, в виде группы неодимовых магнитных элементов, а также электронно-вычислительную машину. Детектируемая группа неодимовых магнитных элементов размещена на защитно-крепящем слое в зонах вершин раскрепляющих манжет днищ корпуса двигателя, являющихся зонами перехода раскрепленной части заряда в скрепленную, а также в средней по длине части твердотопливного заряда. Изобретение позволяет обеспечить контроль отслоений на границах защитный слой-заряд и защитный слой-корпус, упростить систему контроля отслоений, а также сохранить конструктивную целостность двигателя при выявлении отслоений. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала. Емкость из композиционного материала содержит силовую оболочку, образованную сопряженной с днищами обечайкой, и узел стыка, расположенный в зоне сопряжения днища с обечайкой. Причем узел стыка сформирован приматываемыми к силовой оболочке пакетами композиционного материала и содержит выполненную из металла крепежную арматуру, образованную силовой рамой и хвостовиком. Хвостовик выполнен в виде кольца, скрепленного с силовой рамой продольными перемычками, а с кольцом скреплены продольные лапки. При этом кольцо, продольные перемычки и продольные лапки расположены между силовой оболочкой и пакетами композиционного материала. Изобретение направлено на уменьшение массы и длины узла стыка. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

При изготовлении теплозащитного покрытия передней крышки корпуса ракетного двигателя твердого топлива, содержащей кольцевую вставку из композиционного материала, разделяющую теплозащитное покрытие на центральную и периферийные части, осуществляют заполнение пресс-формы с установленной в ней крышкой разогретой резиновой смесью через литниковые каналы матрицы пресс-формы. Сначала производят заполнение через направленные к центральной части крышки литниковые каналы матрицы, исключающие проход резиновой смеси к периферийной части крышки, формуя теплозащитное покрытие в центральной части крышки с посадочной поверхностью под кольцевую вставку. Затем извлекают матрицу из пресс-формы и устанавливают кольцевую вставку. После чего производят заполнение через направленные к периферийной части крышки литниковые каналы другой матрицы, формуя теплозащитное покрытие остальной поверхности крышки. Изобретение позволяет повысить качество и снизить трудоемкость изготовления теплозащитного покрытия передней крышки корпуса ракетного двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива. Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит днище с центральным отверстием и манжету, имеющую отогнутую внутрь корпуса часть, расположенную в районе центрального отверстия и выполненную с возможностью установки технологического клина между днищем и отогнутой внутрь корпуса частью манжеты. Между днищем и манжетой установлены радиальные ленты. Ленты закреплены одной краевой частью на отогнутой внутрь корпуса части манжеты, со стороны ее поверхности, обращенной к днищу, а второй краевой частью скреплены с днищем. Средняя часть лент образует петли, расположенные между днищем и манжетой. Петли выполнены с возможностью установки в них технологического клина, имея длину, равную сопрягаемому с ними периметру поперечного сечения технологического клина. Краевые части лент могут быть снабжены хвостиками, длина которых обеспечивает возможность их скрепления между собой. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 5 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.

Наверх