Способ изготовления корпуса ракетного двигателя



Способ изготовления корпуса ракетного двигателя
Способ изготовления корпуса ракетного двигателя
Способ изготовления корпуса ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2566206:

Общество с ограниченной ответственностью "Базальт-Инвест" (RU)

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.
Наверх