Способ изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя на твёрдом топливе

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологии изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе. При изготовлении эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя на твердом топливе формируют скрепляемую одним концом с периферийной частью теплозащитного покрытия корпуса эластичную манжету, раскрепленный конец которой снабжен отогнутой внутрь корпуса законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса. Раскрепленный конец эластичной манжеты выполняют с припуском. Изготавливают в приспособлении для вулканизации законцовку эластичной манжеты и подрезают в корпусе раскрепленный конец эластичной манжеты до требуемого диаметра в приспособлении для подрезки, устанавливаемом на фланец корпуса. Производят подготовку поверхностей раскрепленного конца эластичной манжеты и законцовки для склеивания. Наносят на поверхности эластичной манжеты и законцовки клеевой состав и склеивают раскрепленный конец эластичной манжеты и законцовку внахлест, прижимая склеиваемые поверхности в приспособлении для склеивания, устанавливаемом на фланец корпуса взамен приспособления для подрезки. Затем осуществляют отверждение клеевого состава и демонтируют приспособление для склеивания. Изобретение позволяет повысить качество изготовления эластичной манжеты с законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса ракетного двигателя. 6 ил.

 

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологам изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

Известны конструкции корпуса РДТТ, содержащих скрепляемую одним концом с периферийной частью теплозащитного покрытия (ТЗП) корпуса эластичную манжету, раскрепленный конец которой снабжен отогнутой внутрь корпуса законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса (см., например, патент РФ №2418187).

Эластичная манжета предназначена для раскрепления торца заряда твердого топлива от ТЗП в снаряженном корпусе РДТТ.

Известен способ изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя на твердом топливе, заключающийся в формировании скрепляемой одним концом с периферийной частью теплозащитного покрытия корпуса эластичной манжеты (см. В.В. Воробей, В.Б. Маркин Основы технологии и проектирование корпусов ракетных двигателей. Издательство Министерство образования Российской Федерации, Алтайский Государственный технический университет им. И.И. Ползунова 2003 г. с. 71-73) - являющийся ближайшим аналогом.

Известный способ позволяет в процессе изготовления ТЗП корпуса РДТТ сформировать из слоев резины скрепленную одним концом с периферийной частью ТЗП эластичную манжету, содержащую раскрепленный конец, расположенный в районе центрального отверстия корпуса.

Однако известный способ не позволяет в процессе изготовления ТЗП корпуса РДТТ качественно изготовить эластичную манжету, раскрепленный конец которой снабжен отогнутой внутрь корпуса законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса.

К законцовке эластичной манжеты предъявляются повышенные требования по качеству изготовления, что необходимо для обеспечения плотного прилегания эластичной манжеты к проставке, устанавливаемой между эластичной манжетой и ТЗП при заполнении корпуса твердым топливом.

Кроме того, одновременное формование эластичной манжеты с раскрепленным концом, снабженным законцовкой, сопряжено со значительными техническими сложностями при конструировании оправки для нанесения ТЗП и намотки силовой оболочки корпуса.

Технической проблемой, на решение которой направлено данное изобретение, является создание достаточно простой, не требующей значительных затрат технологии изготовления эластичной манжеты с законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса РДТТ.

Технический результат заключается в повышении качества изготовления эластичной манжеты с законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса РДТТ.

Технический результат достигается тем, что в способе изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя на твердом топливе, заключающемся в формировании скрепляемой одним концом с периферийной частью теплозащитного покрытия корпуса эластичной манжеты, раскрепленный конец которой снабжен отогнутой внутрь корпуса законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса, раскрепленный конец эластичной манжеты выполняют с припуском, изготавливают в приспособлении для вулканизации законцовку эластичной манжеты, подрезают в корпусе раскрепленный конец эластичной манжеты до требуемого диаметра в приспособлении для подрезки, устанавливаемом на фланец корпуса, производят подготовку поверхностей раскрепленного конца эластичной манжеты и законцовки для склеивания, наносят на поверхности клеевой состав и склеивают раскрепленный конец эластичной манжеты и законцовку внахлест, прижимая склеиваемые поверхности в приспособлении для склеивания, устанавливаемом на фланец корпуса взамен приспособления для подрезки, после чего осуществляют отверждение клеевого состава и демонтируют приспособление для склеивания.

Выполнение раскрепленного конца эластичной манжеты с припуском для последующей подрезки в корпусе позволяет обеспечить точность соединения законцовки и раскрепленного конца эластичной манжеты при склевании их поверхностей внахлест.

Предварительное изготовление законцовки эластичной манжеты в приспособлении для вулканизации позволяет обеспечить выполнение требований по геометрии законцовки и получить монолитное раскрепление законцовки в корпусе.

Подрезка в корпусе раскрепленного конца эластичной манжеты в приспособлении для подрезки, устанавливаемом на фланец корпуса, позволяет обрезать кромку до требуемого диаметра равномерно по всему периметру раскрепленного конца эластичной манжеты и тем самым исключить возможность перекоса законцовки при склейке.

Склеивание раскрепленного конца эластичной манжеты и законцовки внахлест, прижимая склеиваемые поверхности в приспособлении для склеивания, устанавливаемом на фланец корпуса, позволяет повысить прочность скрепления ответных частей.

Предлагаемый способ прост для применения и обеспечивает повышение качества изготовления эластичной манжеты с законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса РДДТ.

На фиг. 1 показана эластичная манжета, изготовленная в составе теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя.

На фиг. 2 показано приспособление для вулканизации резины законцовки эластичной манжеты.

На фиг. 3 показана законцовка эластичной манжеты.

На фиг. 4 показано приспособление для подрезки эластичной манжеты.

На фиг. 5 показано приспособление для склеивания раскрепленного конца эластичной манжеты с законцовкой.

На фиг. 6 показана эластичная манжета с законцовкой.

Способ изготовления эластичной манжеты заключается в следующем.

При изготовлении корпуса ракетного двигателя формируют из слоев резины скрепленную одним концом с периферийной частью теплозащитного покрытия эластичную манжету 1 (фиг. 1), содержащую удлиненный раскрепленный конец 2, расположенный в районе центрального отверстия 3 корпуса (раскрепленный конец манжеты выполняют с припуском для подрезки).

В приспособлении для вулканизации (фиг. 2) изготавливают методом гидровакуумного отверждения законцовку 4 эластичной манжеты 1.

При этом в приспособление, изготовленное с учетом усадки резины при вулканизации, закладывают послойно выложенный пакет невулканизованной резины, устанавливают обжимную оболочку 5 и крышку 6.

Подают рабочую жидкость через штуцер 7 в полость между обжимной оболочкой 5 и крышкой 6 и вулканизуют резину законцовки 4.

Полученная законцовка 4 имеет вид резинового воротника L -образного профиля (фиг. 3).

Подрезают кромку раскрепленного конца 2 эластичной манжеты 1 в устанавливаемом на фланец 8 корпуса приспособлении для подрезки (фиг. 4).

При этом через центральное отверстие 3 корпуса заводят кольцо упорное 9 в паз фланца планки 10, поджимают винтами 11, заводят в подманжетную полость разрезное кольцо 12, скрепляют кольцо 12 с кольцом упорным 9 винтами 13, устанавливают кольцо 14, заводя через центральное отверстие корпуса и выправляя раскрепленный конец 2 эластичной манжеты 1.

Подрезают раскрепленный конец 2 эластичной манжеты 1 до требуемого диаметра и демонтируют приспособление для подрезки.

Подготавливают поверхности законцовки 4 и раскрепленного конца 2 эластичной манжеты 1 к склеиванию и приклеивают внахлест подготовленные поверхности на клеевой состав холодного отверждения в приспособлении для склеивания (фиг. 5), устанавливаемом на фланец корпуса взамен приспособления для подрезки.

При этом отгибают раскрепленный конец 2 эластичной манжеты 1 внутрь корпуса и заводят кольцо разрезное 15, устанавливают фланец 16 на болты 17 с гайками 18, затягивая их равномерно методом крестообразной подтяжки, заводят в подманжетную полость кольцо разрезное 19, устанавливают кольцо 20 на выступающую часть фланца 16 и прижимают к теплозащитному покрытию днища корпуса, возвращают эластичную манжету 1 в первоначальное положение к центральному отверстию 3 корпуса, устанавливают внутрь фланца 16 кольцо 20, заводят прижимы 21.

Наносят клей холодного отверждения на обе склеиваемые поверхности, устанавливают законцовку 4 на поверхность раскрепленного конца 2 манжеты 1, контролируя равномерное выступание кромки законцовки 4, удаляют излишки клея, выступающего по контуру законцовки 4.

Создают усилие поджатая, затягивая винты прижимов 24 моментом от 0,02+0,01 кгс⋅м до 0,2+0,1 кгс м, осуществляют отверждение в приспособлении для склеивания в течение 24 часов.

После проведения режима отверждения приспособление для склеивания демонтируют.

Конструкция эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя включает изготовленную в составе теплозащитного покрытия корпуса эластичную манжету 1, склеенную с законцовкой 4 (фиг. 6).

Практическое применение изобретения подтвердило высокую технологичность предлагаемого способа изготовления эластичной манжеты с законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса РДТТ.

Способ изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя на твердом топливе, заключающийся в формировании скрепляемой одним концом с периферийной частью теплозащитного покрытия корпуса эластичной манжеты, раскрепленный конец которой снабжен отогнутой внутрь корпуса законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса, отличающийся тем, что раскрепленный конец эластичной манжеты выполняют с припуском, изготавливают в приспособлении для вулканизации законцовку эластичной манжеты, подрезают в корпусе свободный конец эластичной манжеты до требуемого диаметра в приспособлении для подрезки, устанавливаемом на фланец корпуса, производят подготовку поверхностей раскрепленного конца эластичной манжеты и законцовки для склеивания, наносят на поверхности клеевой состав и склеивают раскрепленный конец эластичной манжеты и законцовку внахлест, прижимая склеиваемые поверхности в приспособлении для склеивания, устанавливаемом на фланец корпуса взамен приспособления для подрезки, после чего осуществляют отверждение клеевого состава и демонтируют приспособление для склеивания.



 

Похожие патенты:

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Изобретение относится к тепловым двигателям, в которых для производства механической работы используется теплота сгорания твердого топлива, в частности топлива из трудновоспламеняемых наночастиц бора.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии.

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги или создании узла дополнительной тяги ракетного двигателя. Узел отсечки тяги ракетного двигателя содержит сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла, зафиксированную в районе среза сопла, а также пиропатрон.

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.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам с бессопловом двигателем твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, имеющий переднее днище, цилиндрическую часть и задний торец, заряд твердого топлива, торец которого выполнен в виде усеченного конуса, и воспламенитель.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям с теплозащитным покрытием внутренней поверхности. Ракетный двигатель твердого топлива содержит обечайку камеры сгорания, переднее и заднее днища с теплозащитным покрытием на поверхности и заряд твердого топлива.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

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.

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

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

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.

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.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, а именно к технологии изготовления эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании и изготовлении снаряженных корпусов ракетных двигателей на твердом топливе. При изготовлении эластичной манжеты корпуса ракетного двигателя на твердом топливе формируют скрепляемую одним концом с периферийной частью теплозащитного покрытия корпуса эластичную манжету, раскрепленный конец которой снабжен отогнутой внутрь корпуса законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса. Раскрепленный конец эластичной манжеты выполняют с припуском. Изготавливают в приспособлении для вулканизации законцовку эластичной манжеты и подрезают в корпусе раскрепленный конец эластичной манжеты до требуемого диаметра в приспособлении для подрезки, устанавливаемом на фланец корпуса. Производят подготовку поверхностей раскрепленного конца эластичной манжеты и законцовки для склеивания. Наносят на поверхности эластичной манжеты и законцовки клеевой состав и склеивают раскрепленный конец эластичной манжеты и законцовку внахлест, прижимая склеиваемые поверхности в приспособлении для склеивания, устанавливаемом на фланец корпуса взамен приспособления для подрезки. Затем осуществляют отверждение клеевого состава и демонтируют приспособление для склеивания. Изобретение позволяет повысить качество изготовления эластичной манжеты с законцовкой, расположенной в районе центрального отверстия корпуса ракетного двигателя. 6 ил.

Наверх