Способ нанесения теплозащитного покрытия на корпус ракетного двигателя твердого топлива

Авторы патента:

Усенков Никита Сергеевич (RU)

Иванов Сергей Николаевич (RU)

Колчин Сергей Александрович (RU)

Калинин Владимир Николаевич (RU)

F02K9/346 - Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)

F02K9/34 - корпусы; камеры сгорания; обшивка для них

Владельцы патента RU 2688128:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе. На корпус ракетного двигателя, прошедший ряд подготовительных для склейки операций, наматывают фторопластовую пленку, после чего на его цилиндрическую часть способом окружной намотки наносят слой стеклопластика необходимой толщины. Механически обрабатывают нанесенный слой стеклопластика до необходимого размера, а получившееся кольцо сдвигают в сторону днища по поверхности корпуса двигателя и склеивают с последним. Затем на корпус двигателя надевают отформованное из стеклопластика дно сложной конфигурации и производят склейку с днищем и кольцом. После этого производят окружную намотку стеклопластика необходимой толщины на цилиндрическую часть корпуса с последующей термообработкой. Изобретение позволяет повысить надежность тепловой защиты корпуса ракетного двигателя твердого топлива. 1 ил.

Изобретение относится к технологии нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов и может быть использовано в ракетно-космической технике для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе, под воздействием повышенных температур, давления и скоростных потоков истекающих продуктов сгорания.

В процессе работы ракетного двигателя твердого топлива элементы его конструкции подвергаются значительному воздействию потока продуктов сгорания, имеющих высокую температуру и скорость. Это воздействие заключается в прогреве и эрозии материалов, из которых изготовлен ракетный двигатель твердого топлива.

Защитное покрытие корпусов ракетных двигателей твердого топлива должно быть сплошным, газонепроницаемым, иметь необходимую адгезию и эрозионную стойкость, обладать необходимой прочностью, упругостью, отвечать требованиям по толщине и массе.

Известен способ нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов (см. патент RU №2243401 С1, МПК F02K 9/34, опубл. 27.12.2004).

Недостатком данного способа является то, что в качестве теплозащитного покрытия используется резиновая смесь на основе каучука. Данное теплозащитное покрытие работоспособно при скоростях газового потока 30 м/с, что не обеспечивает необходимую эрозионную стойкость материала.

Известен способ нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов на корпус ракетного двигателя твердого топлива (см. патент RU №2256813 С2, МПК F02K 9/34, опубл. 20.07.2005).

Недостатком данного способа является то, что отформованное теплозащитное покрытие из резиновой смеси на основе каучука применяется для нанесения на цилиндрическую поверхность корпусов ракетных двигателей твердого топлива, т.к. любые изменения размеров и формы поверхности корпуса приводят к образованию воздушных полостей, т.е. участкам непроклея теплозащитного покрытия, и снижению адгезионных и эрозионных характеристик, ограничивает его технологические возможности.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение качества, надежности тепловой защиты и работоспособности корпуса ракетного двигателя твердого топлива, за счет применения эрозионностойкого теплозащитного покрытия и улучшения адгезионных характеристик с учетом конструктивных особенностей корпуса.

Поставленная задача в способе нанесения теплозащитного покрытия на корпус ракетного двигателя твердого топлива из композиционных материалов на основе каучука, включающем подготовку поверхности корпуса, формование и размещение теплозащитного материала на поверхности корпуса, склейку и термообработку, достигается тем, что вместо резиновой смеси на основе каучука, на подготовленный для склейки корпус ракетного двигателя наносят слой эрозионностойкого материала стеклопластика, способом окружной намотки, с последующей механической обработкой его до необходимых размеров и получившееся кольцо сдвигают в сторону днища по поверхности корпуса, затем на него надевают отформованное из стеклопластика дно сложной конфигурации, и после склеивания их с корпусом производят окружную намотку стеклопластика необходимой толщины, на цилиндрическую часть корпуса, с последующей термообработкой.

Способ нанесения теплозащитного покрытия заключается в следующем:

На фигуре представлен корпус ракетного двигателя твердого топлива 1 сложной конфигурации, на который наносится комбинированное теплозащитное покрытие из стеклопластика 4. В отличие от пластичной резиновой смеси стеклопластик является твердым непластичным композиционным материалом с высокой эрозионной стойкостью.

Перед нанесением теплозащитного покрытия корпус ракетного двигателя твердого топлива 1 подвергают ряду операций, таких как, пескоструйка, обезжиривание, необходимых для подготовки поверхности корпуса для лучшего склеивания. Затем на корпус 1 наматывают фторопластовую пленку и наносят слой стеклопластика необходимой толщины на цилиндрическую часть корпуса 1, способом окружной намотки. Сформировавшееся кольцо 2 механически обрабатывают до необходимого размера, сдвигают в сторону днища по поверхности корпуса. Затем на корпус надевают отформованное из стеклопластика дно 3 сложной конфигурации. Между корпусом 1, кольцом 2 и дном 3 наносится слой клея. После этого производят нанесение стеклопластика 4 методом окружной намотки необходимой толщины на цилиндрическую часть корпуса. Склейку деталей 2, 3, 4 с корпусом 1 производят клеем холодного и горячего отверждения. После нанесения клея горячего отверждения, корпус с нанесенным на него теплозащитным покрытием из стеклопластика помещают в печь, чтобы создать необходимую температуру полимеризации с последующим ступенчатым охлаждением.

Технический результат достигается тем, что в качестве теплозащитного покрытия используется стеклопластик с температурой разрушения 2500 К, что при расчетной толщине теплозащитного покрытия обеспечивает работоспособность корпуса за полное время работы двигателя.

Способ нанесения теплозащитного покрытия на корпус ракетного двигателя твердого топлива из композиционных материалов на основе каучука, включающий подготовку поверхности корпуса, формование и размещение теплозащитного материала на поверхности корпуса, склейку и термообработку, отличающийся тем, что на подготовленный для склейки корпус ракетного двигателя наносят слой эрозионно-стойкого материала стеклопластика способом окружной намотки с последующей механической обработкой его до необходимых размеров и получившееся кольцо сдвигают в сторону днища по поверхности корпуса, затем на него надевают отформованное из стеклопластика дно сложной конфигурации и после склеивания их с корпусом производят окружную намотку стеклопластика необходимой толщины на цилиндрическую часть корпуса с последующей термообработкой.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива // 2672986

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата // 2669243

Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического аппарата (КА) включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива.

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе // 2668516

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

Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки // 2661079

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод сопла из сложенного положения в рабочее, содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками с элементами кинематической связи лепестков с раструбом.

Раздвижное сопло ракетного двигателя // 2660978

Устройство для создания избыточного давления в топливном баке ракетного двигателя // 2657056

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Цепь подачи ракетного топлива и способ охлаждения // 2647353

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.

Способ повышения дальности полета активно-реактивного снаряда // 2647256

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда.

Поворотное управляющее сопло с гибким раскладным насадком // 2647022

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг.

Ёмкость из композиционного материала // 2677774

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке и изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала (КМ), имеющих узел стыка, например, с основанием или со смежными отсеками.

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе // 2668516

Способ нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий // 2639417

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов.

Способ нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий // 2639417

Корпус ракетного двигателя твёрдого топлива // 2635171

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.

Способ изготовления теплозащитного покрытия передней крышки корпуса ракетного двигателя твердого топлива // 2620481

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.

Ёмкость из композиционного материала // 2619000

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала.

Твердотопливный ракетный двигатель с системой контроля отслоений // 2615610

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам обеспечения непрерывного контроля состояния твердотопливных зарядов ракетных двигателей.

Способ изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива // 2614422

Изобретение относится к машиностроению, а именно к способу изготовления корпуса ракетного двигателя твердого топлива из композиционного материала, получаемого методом непрерывной намотки армирующей ленты.

Раздвижное сопло ракетного двигателя // 2688869

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов. Раздвижное сопло ракетного двигателя включает неподвижный раструб, выдвигаемый насадок, многозвенные рычажные центрирующие механизмы и установленное внутри малого диаметра выдвигаемого насадка цилиндрическое кольцо. Рычажные механизмы размещены внутри газового тракта сопла и шарнирно соединены с одной стороны с кольцом, свободно опертым на коническую поверхность большого диаметра внутренней поверхности неподвижного раструба и сопряженный с ней торец неподвижного раструба, а с другой стороны шарнирно соединены с цилиндрическим кольцом выдвигаемого насадка. Длина звеньев рычажного механизма выбрана таким образом, что длина полного перемещения вдоль оси сопла конца звена, связанного с цилиндрическим кольцом выдвигаемого насадка, больше пути раздвижки выдвигаемого насадка. Изобретение позволяет обеспечить сброс выполнивших свою функцию элементов конструкции раздвижного сопла, а также уменьшить длину ступени. 3 ил.