RU2064600C1 - Method of formation heat-protective coating for solid-propellant rocket engine - Google Patents
Method of formation heat-protective coating for solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2064600C1 RU2064600C1 RU94015420A RU94015420A RU2064600C1 RU 2064600 C1 RU2064600 C1 RU 2064600C1 RU 94015420 A RU94015420 A RU 94015420A RU 94015420 A RU94015420 A RU 94015420A RU 2064600 C1 RU2064600 C1 RU 2064600C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- mandrel
- combustion chamber
- protective coating
- rubber
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей, в частности, к теплозащитным покрытиям ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлический корпус. Теплозащитное покрытие наносится на внутреннюю поверхность корпуса и предохраняет его от прогара. В качестве материала для теплозащитного покрытия используют теплостойкую резину. The invention relates to combustion chambers of rocket engines, in particular, to heat-resistant coatings of rocket engines of solid fuel having a metal body. Thermal insulation coating is applied to the inner surface of the housing and protects it from burnout. As a material for a heat-shielding coating, heat-resistant rubber is used.
Известна технология изготовления оболочки из вулканизированной резины для облицовки внутренних стенок ракетного двигателя твердого топлива (см. французский патент N 2098934). Known technology for the manufacture of shells of vulcanized rubber for lining the inner walls of a rocket engine of solid fuel (see French patent N 2098934).
Согласно патенту из смеси, содержащей каучук, прокатываются листы толщиной 2-3 мм, а затем их вулканизируют, обрезают листы по размеру, придавая им соответствующую форму. После обезжиривания и обработки пескоструем на стенки двигателя наносят слой резинового клея, с помощью которого листы приклеиваются к стенкам. According to the patent, from a mixture containing rubber, sheets 2-3 mm thick are rolled, and then they are vulcanized, the sheets are cut to size, giving them an appropriate shape. After degreasing and sandblasting, a layer of rubber glue is applied to the engine walls, with which the sheets are glued to the walls.
Недостатком этого способа является то, что в местах стыковки листов возможны прогар двигателя. Кроме того, трудно наклеивать листы на внутренние стенки длинных камер малого диаметра, особенно камер, имеющих коническую часть. Прототипом заявляемого изобретения является заявка N 2614651, Франция, "Способ и установка для образования теплозащитного покрытия двигателя". Согласно указанному изобретению, резиновая лента, толщину которой регулируют, экструдируется и наматывается на внутреннюю стенку двигателя. Намотку осуществляют сомкнутыми витками. После намотки резиновое покрытие вулканизируют. Однако, изготовленное таким способом теплозащитное покрытие не обеспечивает достаточной защиты для двигателей с высокой температурой горения у стенок двигателя, например, для двигателей торцевого горения, заряд которых армирован металлическими проволочками. Теплозащитное покрытие таких двигателей дополнительно содержит эрозионностойкий подслой, например, из углеткани с различным количеством слоев. The disadvantage of this method is that in places where the sheets are joined, burnout of the engine is possible. In addition, it is difficult to stick sheets on the inner walls of long chambers of small diameter, especially chambers having a conical part. The prototype of the claimed invention is the application N 2614651, France, "Method and installation for the formation of heat-protective coating of the engine." According to the specified invention, a rubber tape, the thickness of which is regulated, extruded and wound on the inner wall of the engine. Winding is carried out in closed turns. After winding, the rubber coating is vulcanized. However, the heat-protective coating made in this way does not provide sufficient protection for engines with a high combustion temperature near the engine walls, for example, for end-combustion engines, the charge of which is reinforced with metal wires. The heat-protective coating of such engines additionally contains an erosion-resistant sublayer, for example, of carbon fabric with a different number of layers.
Задачей изобретения является разработка технологии образования теплозащитного покрытия ракетного двигателя твердого топлива, имеющего малый диаметр (до 70 мм) и большую длину (до 700 мм). Одной из задач является создание покрытия переменной толщины с эрозионнойстойким подслоем. В наиболее теплонапряженных зонах теплозащитное покрытие должно иметь более толстый слой. Кроме того, для целей серийного производства необходимо существенно сократить время образования теплозащитного покрытия. The objective of the invention is to develop a technology for the formation of a thermal barrier coating of a rocket engine of solid fuel having a small diameter (up to 70 mm) and a large length (up to 700 mm). One of the tasks is to create a coating of variable thickness with an erosion-resistant sublayer. In the most heat-stressed areas, the heat-shielding coating should have a thicker layer. In addition, for the purposes of mass production, it is necessary to significantly reduce the time of formation of a heat-protective coating.
Сущность заявляемого изобретения состоит в том, что из резиноподобного теплозащитного материала изготавливают рукав, который вклеивают в камеру сгорания. Рукав изготавливают с помощью пустотелой оправки, на которую сначала наносят эрозионностойкий подслой, например из углеткани, а затем теплоизоляционный слой путем намотки шнура, изготовленного из теплоизоляционного материала на основе каучука, после этого прессуют при температуре 80 100oC с подводом тепла снаружи и изнутри оправки; затем покрытие охлаждают путем подачи хладагента, не охлаждая матрицы пресс-формы, в полость оправки; снимают с оправки образовавшийся теплозащитный рукав, который без механической обработки устанавливают на клее в камере сгорания, затем в камере сгорания устанавливают оправку из материала, коэффициент линейного расширения которого больше, чем у камеры сгорания, а затем вулканизируют теплозащитное покрытие. Предлагаемый способ обеспечивает образование теплозащитного покрытия, состоящего из теплоизоляционного слоя на основе каучука и эрозионностойкого подслоя, например из углеткани, для двигателей, имеющих малый диаметр (до 70 мм), большую длину (до 700 мм) и коническую часть. Кроме того, за счет интенсификации нагревания и охлаждения рукава существенно уменьшается время изготовления теплозащитного покрытия.The essence of the claimed invention lies in the fact that a sleeve is made from a rubber-like heat-shielding material, which is glued to the combustion chamber. The sleeve is made using a hollow mandrel, on which an erosion-resistant sublayer, for example carbon fiber, is first applied, and then a heat-insulating layer by winding a cord made of heat-insulating material based on rubber, then pressed at a temperature of 80-100 o C with heat being supplied from the outside and from the inside of the mandrel ; then the coating is cooled by supplying refrigerant without cooling the mold matrix into the mandrel cavity; remove the formed heat-shielding sleeve from the mandrel, which without mechanical processing is installed on the adhesive in the combustion chamber, then a mandrel of material is installed in the combustion chamber, the linear expansion coefficient of which is greater than that of the combustion chamber, and then the heat-proof coating is vulcanized. The proposed method provides the formation of a heat-protective coating consisting of a heat-insulating layer based on rubber and an erosion-resistant sublayer, for example, carbon fabric, for engines having a small diameter (up to 70 mm), a large length (up to 700 mm) and a conical part. In addition, due to the intensification of heating and cooling of the sleeve, the manufacturing time of the heat-shielding coating is significantly reduced.
На фиг. 1 изображена схема намотки шнура круглого сечения из резиноподобного материала на пустотелую оправку. In FIG. 1 shows a diagram of winding a round cord of rubber-like material on a hollow mandrel.
На фиг. 2 оправка с теплозащитным рукавом в процессе прессования. In FIG. 2 mandrel with heat shield during pressing.
На фиг. 3 оправка с теплозащитным рукавом в процессе охлаждения. In FIG. 3 mandrel with heat shield during cooling.
На фиг. 4 камера сгорания ракетного двигателя с оправкой в процессе вклеивания теплозащитного покрытия. На пустотелую оправку укладывается раскрой из эрозионностойкого материала типа углеткани 2, в необходимое количество слоев, после чего он фиксируется технологическими кольцами 3. In FIG. 4 combustion chamber of a rocket engine with a mandrel in the process of gluing a heat-protective coating. On a hollow mandrel, cutting is laid out from an erosion-resistant material such as carbon fabric 2, in the required number of layers, after which it is fixed by technological rings 3.
Из резиноподобного теплоизоляционного материала на основе каучука изготавливается методом экструзии шнур 4 круглого сечения диаметром 2,5-2,6 мм, массой 330-340 г/м. Указанная масса, размеры шнура и количество слоев намотки соответствуют номинальной толщине покрытия при минимальном облое после прессования, что необходимо для исключения утяжек и разрывов эрозионностойкого подслоя. A cord 4 of circular cross section with a diameter of 2.5-2.6 mm and a weight of 330-340 g / m is made from a rubber-like heat-insulating material based on rubber. The indicated mass, size of the cord and the number of winding layers correspond to the nominal coating thickness with a minimum area after pressing, which is necessary to eliminate bursts and tears of the erosion-resistant sublayer.
Шнур 4 наматывается на оправку 1 с предварительно уложенным на нее раскроем 2 из углеткани. Технологические кольца 3 снимаются по мере намотки шнура. The cord 4 is wound on a
Оправка 1 с уложенным слоем углеткани и намотанным шнуром устанавливается в нагретую пресс-форму 5, размещенную на плитах 6 гидравлического пресса. Матрицы пресс-формы 5 смыкаются, затем во внутреннюю полость оправки 1 устанавливают электронагревательный элемент 7 и нагревают покрытие с внутренней и наружной стороны до температуры 80-100oC. Для формования покрытия матрицы пресс-формы 5 выдерживают под давлением в течение 5-10 мин. После выдержки нагревание прекращают и извлекают электронагревательный элемент 7 из полости оправки 1. К внутренней полости оправки подключают трубопровод и пропускают через него холодную воду, охлаждая оправку и покрытие до температуры 40oC, не снимая усилия пресса и не включая обогрев плит и матриц пресс-формы. Время прессования теплозащитного покрытия 15-20 мин. После охлаждения снимают с оправки образовавшийся рукав с подслоем. Полученный рукав 8 без механической обработки устанавливают в камеру 9 на клей горячего отверждения. После этого вводят внутрь оправку 10, поджав ее технологическими крышками. Оправку изготавливают из алюминия или из иного материала так, чтобы коэффициент линейного расширения материала оправки был в 1,5-2,5 раза больше, чем у корпуса камеры сгорания двигателя. Камеру с теплозащитным покрытием и оправкой помещают в термокамеру и выдерживают при температуре 160oC в течение 3-х часов. Оправка, изготовленная из алюминия, имеющая больший коэффициент линейного расширения, чем у камеры, обеспечивает плотное поджатие покрытия к корпусу камеры сгорания двигателя. После вулканизации оправку 10 удаляют. Операцию вулканизации проводят в термокамере, помещая в нее партию до 50 штук двигателей.The
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94015420A RU2064600C1 (en) | 1994-04-22 | 1994-04-22 | Method of formation heat-protective coating for solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94015420A RU2064600C1 (en) | 1994-04-22 | 1994-04-22 | Method of formation heat-protective coating for solid-propellant rocket engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94015420A RU94015420A (en) | 1995-12-20 |
RU2064600C1 true RU2064600C1 (en) | 1996-07-27 |
Family
ID=20155282
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU94015420A RU2064600C1 (en) | 1994-04-22 | 1994-04-22 | Method of formation heat-protective coating for solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2064600C1 (en) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2453720C1 (en) * | 2010-12-30 | 2012-06-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Production of thermal protection coat |
RU2492340C1 (en) * | 2012-03-22 | 2013-09-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Method to manufacture inner heat-shielding coating of rocket engine body |
RU2518774C1 (en) * | 2013-04-16 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" | Mandrel for application of resilient coat on housing inner surface |
RU2527009C1 (en) * | 2013-04-15 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" | Application of elastic coat onto case inner surface |
RU2551471C2 (en) * | 2009-12-11 | 2015-05-27 | Снекма | Combustion chamber for turbo machine |
RU2554683C1 (en) * | 2014-02-27 | 2015-06-27 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") | Fabrication of inner heat-insulating coating with fabric protective-adhesive ply for solid-propellant rocket engine body |
RU2639417C1 (en) * | 2015-12-14 | 2017-12-21 | Акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" | Application of thermal protection coating on outer surface of caseworks |
RU2784158C1 (en) * | 2021-09-15 | 2022-11-23 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Method for manufacturing a heat insulation high-temperature structural element and apparatus for creating a heat insulation layer on the body of the structural element by winding a fibreglass tape |
-
1994
- 1994-04-22 RU RU94015420A patent/RU2064600C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Патент Франции N 2098934, кл. F 02 K 9/34, 1983. Патент Франции N 2614651, кл. F 02 K 9/34, 1988. * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2551471C2 (en) * | 2009-12-11 | 2015-05-27 | Снекма | Combustion chamber for turbo machine |
RU2453720C1 (en) * | 2010-12-30 | 2012-06-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Production of thermal protection coat |
RU2492340C1 (en) * | 2012-03-22 | 2013-09-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Method to manufacture inner heat-shielding coating of rocket engine body |
RU2527009C1 (en) * | 2013-04-15 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" | Application of elastic coat onto case inner surface |
RU2518774C1 (en) * | 2013-04-16 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" | Mandrel for application of resilient coat on housing inner surface |
RU2554683C1 (en) * | 2014-02-27 | 2015-06-27 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") | Fabrication of inner heat-insulating coating with fabric protective-adhesive ply for solid-propellant rocket engine body |
RU2639417C1 (en) * | 2015-12-14 | 2017-12-21 | Акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" | Application of thermal protection coating on outer surface of caseworks |
RU2784158C1 (en) * | 2021-09-15 | 2022-11-23 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Method for manufacturing a heat insulation high-temperature structural element and apparatus for creating a heat insulation layer on the body of the structural element by winding a fibreglass tape |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US2995011A (en) | Solid propellant rocket motor | |
RU2064600C1 (en) | Method of formation heat-protective coating for solid-propellant rocket engine | |
US2479828A (en) | Propellant charge for rocket motors | |
US3648461A (en) | Solid propellent rocket motor nozzle | |
US5804756A (en) | Composite/metallic gun barrel having matched coefficients of thermal expansion | |
EP0747661B1 (en) | Hybrid composite articles and missile components, and their fabrication | |
US5285592A (en) | Motor case with composite overwrap and method | |
US8707843B1 (en) | Kinematic countermeasure | |
US6582542B1 (en) | Method of producing a channeled wall fluid control apparatus | |
GB2203814A (en) | Pipe line, in particular cooling pipe line for an engine and process for the manufacture of the pipe line | |
RU94015420A (en) | METHOD OF FORMING A HEAT PROTECTIVE COATING OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL | |
US3421325A (en) | Solid propellant rocket motor | |
MY107660A (en) | Method for assembling a hollow-charge projectile, use of the method, as well as a hollow-charge projectile produced according thereto | |
US5693175A (en) | Clamp for making tubing | |
US5385099A (en) | Stress relief system for slotted propellant motors | |
US20060218906A1 (en) | Internal combustion engine header/tubing fiber composite exhaust system or carbon fiber composite exhaust (CMX) | |
CN114889157A (en) | Engine shell and spray pipe integrated structure and preparation method thereof | |
RU2076937C1 (en) | Solid-propellant rocker engine | |
RU2243401C1 (en) | Method to protect inner surface of rocket engine housing | |
RU2266422C1 (en) | Method to form heat protective coating of rocket engine combustion chamber | |
JP2749707B2 (en) | Two-stage thrust solid rocket motor | |
RU2289717C1 (en) | Maintainable body of solid propellant engine and method of repair of such body | |
RU2518774C1 (en) | Mandrel for application of resilient coat on housing inner surface | |
NO321831B1 (en) | Engine with solid propellant and low sensitivity | |
US8366983B2 (en) | Method of manufacturing a thermal insulation article |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20121016 |