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Chambre do combustion pour moteur à fusée
L'invention est relative à une construction de chambre de combustion pour moteur à fusée et plue particu- lièrement à une construction qui est légère, hautement résistante et capable de résister à des températures élevées, engendrées dans la chambre pendant le fonctionne- ment, et constatées par expérience, sur le):
) surfaces extérieures Ionique le moteur est mis à feu à partir d'un tube fermé ou d'un "silo" de lancement souterrain. L'inven- tion est aussi relative à une construction de chambre de combustion de moteur à fusée du genre non refroidi ou refroidi sana récupération, possédant des surfaces internes et externes en une composition plastique résistant aux températures élevées, légère et à forte résistance et possédant une faible conductibilité thermique capable de pouvoir être enlevée pendant son fonctionnement à haute température*
Dans les chambres de combustion des moteurs à fusée, les régions situées aux parois intérieures sont souvent soumises à des températures très élevées,
s'éta-
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bliaoant quelquefois au-dessus de ".76CCy en raison deo gaz chauds résultant de la combustion des gaz propulseurs qui se trouvent dans oos ohumbros. Loruque la moteur est mie à fou dune un tube ferme ou dune un ailo souterrain, ces gaz tendent 4 augmenter la température des burruces extérieures du moteur, en les affaiblissant da manière à produire ainsi un fonctionnement défectueux du moteur. Des essais antérieurs en vue de résoudre ce problème comportaient généralement l'utilisation de couches isolantes liées aux parois extérieures et intérieures de la chambre dans le but de . en isoler dos gaz en combustion se trouvant à
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l'intérieur.
Ces couches (ou revetemente) sont construites ordinairement en une matière non métallique, a'set.-t-dirs céramique, bien que l'on ait utilisé des matières plastiques sous des formes diverses Cependant, le moteur terminé est généralement lourd et ce, de manière désavantageuse, parcs que la motibre de la oouoho intérieure et extérieure cet
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nécessairement ( 1 ) d'une donaitô trop grande et (20) doit être appliquée sur les surfaces de la coque sous une épaisseur extrême de 25 mm ou plus afin de résister à l'action érosive des gaz chauds.
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O'oat pourquoi un dan buta de l'invention aat de construire une chambre de moteur à fusée qui est tout d'abord résistante aux températures élevées, d'un poids total faible et qui est convenable pour les engins volante* Un autre but de l'invention est de réaliser une construction
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de chambre de moteur à fuode comprenant, pour ses surfaces intérieures et extérieures,
une matière capable de résister
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aux températures élevées tout en pouvant titre enlevée de manière que la matière dan surfaces intérieures et sxté-
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rieuras extrêmes cède une partie d'elle-même pendant le
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fonctionnement do la ohnmbre da combustion du moteur fusée en empêchant ainsi les gaz à température élevée d'attaquer de la coque la structure située entre elles*
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Un mettant en oeuvra l'invention,
on ce refera aux figures du demain annexé sur lesquelles la figure i est une coupe transversale d'une ohnmbre de combustion carao- tarie tique du moteur à fusée représentant une construction qui l'objet de l'invention et la figure 2 en est un
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détail repréoontant un moyen de retenue pour une partie de la chambra de moteur à fusée
Comme on le voit Bur la figure 1, le moteur à fusée 10 possède une structure de coque 11, un revêtement intérieur 12 et une couche extérieure ou recouvrement 19.
Le revêtement 12 est prévu de préférence sur les parois intérieures de la coque 11 en deux emplacements séparés par un corps interposable ou encastrement d'étranglement entre eux. Le revêtement extérieur 19 est appliqué ordinai- rement sur la paroi extérieure de la coque 11 sur la sec-
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tion de sortie ou de dilatation 17* La garniture de retrooie- sement 13 est fuite, de préférence, en une matibre résistant
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aux températures élevëeo et non érodable, telle que du molybdène, du tunp;6ïnet du cuivre ou de l'aluminium et elle est pourvue d'un rovêtoment d'un oxyde métallique 14.
Ce revêtement d'oxyde métallique 14 peut btre en l'une quelconque doo nomL11'±,unel1 ml 'U or 01;1 do r8 bernent en oxyda nid inique utilisées di.nu les proadddu de revâtemeiit 4 la flamme par pulvérisation et décrits dans le brevet
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américain déposé le 16 Août 1960 au nom de Albert THOM, pour "Appareil de revêtement"
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La composition plastique 12 est appliquée sur les surfaces internée de la coque 11, qui pour le objets de ce brevet, peut être considérée comme comprenant trois parties ou sections, à savoir la section de combustion 15, la aeotion de rétrécissement 16 et la section de dilatation
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17.
Lorsqu'on désire mettre à feu le moteur diinu uns aire limitée telle qu'un tuba fermé ou un silo souterrain, on utiline la matière extérieure 19, Comme on l'expliquera
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oî-aprèe, l'application du ravalement de composition plan. tique et du recouvrement 19 peut être réalisée de beaucoup
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de manières, dont deux vont être décrites ci-aprêes Une composition plastique typique du revêtement 12 (et du recouvrement 19) comprend quatre ingrédients prin- cipaux, à savoir:
un compose dpoxy liquide thormo-durcieueble utilisable comme liant et choisi pour ses caract6rïutiqVen de résistance aux températures élevées, un agent de solidi- fication qui leur est destiné, do préférence liquide à la température ambiante, un accélérateur servant à diminuer la durée de oolidifioation et l'ingrédient clé ou principal;
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des micro-bulles trbo petites et creuses, nervent au contre- le de la densité et de la conductibilité thermique.
On chauffe ces ingrédients à une température comprise entre 71 et 93 C et on les mélange ensemble en proportions convenables sui-
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vant les caractéristiques ndconnaireo danu la matière ter- minée* Dans une des tormom de réalisation ou des oonatruo- tione do la préaonte invention, lem inrédionta peuvent comprendre un composant supplémentaire ou "agent épaississant" qui rend la matière apte à être appliquée à la truelle sur la surface afin de former le revêtement 12 (et le recouvre-
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ment 19 lorsqu'on le désire).
Dune d'autres cas, la oomposi- tion Bans épaississant peut être coulée en place autour de mandrins disposés au centre (non représentas), placés
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dann la chambre ou autour d'elle* Dans Ica deux forme$ dµL
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réalisation, la solidification ou le durcisrasmont sont
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effectuât} sur place, après application*
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La dur4lo de solidification pour le revêtement
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plastique 12 ( et le recouvrement extérieur 19) qui forme
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une partie principale de l'invention dépend aussi des "# >**#' oaraotériatiques désirées dans le produit d6fînitif. jazz manière dont elle eut applique* à la coque 11 et/ou bzz recouvrement 19 du moteur 10, on préfère une durée tlrs', 4 solidification pouvant atteindre 16 heures sur unésoR"' de températures comprises entre 49 et 2600 suri.'.:
,i# a, durée de solidification postérieure pouvant ette heures et une température comprise entre environ 'W*/(j f "# 17700 pour obtenir les meilleurs résultats' ' , 'Kbff6x,Ms
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,Des composta convenables pour la composition plastique du revêtement 12 (et du recouvrement 19 lorsqu'on
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le deuire) comprennent en gênerai, les novalaquea époxy thermo-durciasablea et en particulier, une quelconque des novalaques év,.,,cy liquides vendues par Dow Chemicals Compony et appelées actuellement "Expérimental Reain X- if't' c3omcn 1 turitut Pour la nolidiflonblon, on T ut uti7.l- 1T q4rt rtelrryl f!fH ttrlxrfk;
ajed nuds un yt"3t"2t^d ti t 1 11 tier ceux qui uont Ilejuicltiti h la to4ipdrtiture ftnfbibnte, tôle quo par exemple, le produit mis on vente par la National njlîri$4
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Division de l'Allied Chemical Corporation sous le nom
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commercial Nadia Nethyl Anhydride (0 10H10 OrY anhydride ntethylbioyolo" (2,2.1.) -5-*heptene-2,dicaï'boxyHque) ot qui rente liquide juuqueh la température de mélange* Un accélérateur typique est l'un quelconque des anina.lé.. phénols, et parmi ceux-ci, on préfère le tri-diméthyl*ad*,-,M,., éthylphénol. Un autre accélérateur utilisable est . w...'r' #. ##; V; benzyldiméthylaraine.
Pour la matière de charge, on #*jfê$jjg&A
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utiliser les miorobulles très petites fuites de silice ou de verre telles que le produit vendu por la Emoroon and Cummintfe Company ou les miorobulles do phdnol fabri- quées et vendues par la Braille Corporation. Ces micro- bulles sont utilisées en quantités et en dimensions (dia-
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mètres) variables comprises entre 50 microns et 3,2 mm.
Leur utilisation permet d'obtenir presque tout6n ) les don- aités désirables de la composition définitive, oe qui
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constitue une propriété très importunte lorsqu'on utilise @es produits dans les moteurs à fusée
La composition., telle qu'elle a été décrite ci- dessus, est utilisable sous deux formes principales, à savoir (a) comme moulage ou (b) comme compose déposé à la truelle ou de plâtrage. Sous cette dernière forme, l'épais- sissent,- choisi parmi les matières telles que l'amiante, la coton et les flocons de laine et les fibres synthétiques telles que le nylon et la rayonne,
- est ajouté aux ingrédients et leur est mélangé avant son application à la coque 11. Ces matières agissant à titre supplémentaire comme matières de
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ohnrfe et illigmontent la qualité isolante da la composition t1 & r t nt l, t ve.
Un exeniplo du composa plilntîqun utHiaoble dnna l'invention est un melange oomprcnl\nt 100 partie on poids d'une résine synthétique de novalaquo d'époxy liquide comme
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liant) 100 parties en poids de adi.a Kéthyl Anhydride comme agent de 45 parties en poids de charge de m1crob\JHo de silice, et on prépare 2 parties en poids da tri-d1m6 thylaminoéthylphénol (vendu par la ab,m und base Oompnny soue sa marque de commerce "J.30" comme accélérateur. On chauffe le mélange à une température de 71 C et on ajoute l'accélérateur DMP-30.
On versa la composition ainsi
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formée dans la chambre 10, elle est contenue par la coque 11, et tandis qu'elle est encore liquide, on plonge ou on chasse un mandrin de forme appropriée dans la résine liqui- * de, ce qui l'oblige à s'écouler à l'entour en. remplissant la cavité annulaire délimitée par la paroi intérieure de la coque 11 et les surfaces extérieures du mandrin (Nota: le mandrin est revêtu, dans le cas usuel) d'un fil
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de polyéthylène ou autre matière plastique pour 'u.3t''a='fi< y;.
11 enlùvieuient du mandrin hors de la chambre. On peut ,y '' enlever le film en pelant les surfaces de 1.W* ' "','. fiée). On solidifie le mélange résineux sur placë}1&-$mil0 "Y<?/''' ";./.-'' froidissement pondant environ 5 à 16 heures' (ou ''aj'-.''. nuit) après quoi on le solidifie postérieureMen-à'jme'' température comprise entre 66 C pendant 2 heures approxi- mativement jusqu'à 260 0 pendant une demi heure approxi- mativement.
Au cours du refroidissement, on obtient une matière colorée en blanc, relativement lisse, mais dure qui en refroidissant, forme un lien étanche avec la coque 11, On obtient le poli et l'épaisseur définitifs de la surface grâce à la construction du mandrin bien que lorsqu'on désira une précision plus grande, les surfaces de résine puissent être usinées ou terminées d'autre manière jusqu'à une dimension choisie d'avance.
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Dans un autre exemple, au mélanga décrit oi-deaeue on ajoute, en poids et à la température de mélange, 33 parties d'amiante fibreuse et on l'agite ensemble avec les
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autres ingrédients la mime température.
Apres mélange on enduit à la truelle le composé ainsi formé sur les - ." ,", surfaces internes et externes de la coque 11 de là dhd , -, 10 du moteur à fusée. Le moteur revêtu de résine est pl dans un four de solidification à une température 60!D$!'':
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entre 75 et 121*0 pendant une durée de 2 à 3 heures afin de le solidifier sur place.
Dons ce cas aucune solidifia oation postérieure n'est nécessaire et le moteur est re- froidi à l'air à la température ambiante ou de fonctionne- ment et sauf un léger meulage et/ou finissage, il est prêt à être utilisé. Avant d'appliquer le revêtement 12 (et le recouvrement 19), on prépare lea surfaces intérieures (et extérieures) de la chambre 10 du moteur à fusée pour la réception de celui-ci par un nettoyage. Un procédé de nettoyage, suffisant pour détacher la saleté et obtenir des surfaces débarrassées d'huile, est utilisa et il suffira dans les applications usuelles.
Dans cartons cas, le dépolissage de la surface peut être désirable pour augmenter l'adhérence du revêtement 12 aux surfaces inté- rieures de la coque 11; dans d'autres cas, un adhésif séparé peut être utilisé.
Dans la forme de réalisation avec revêtement coulé, on place un mandrin (non représenté) à l'intérieur de la section de chambre 15, et la résine liquide est versée à l'entour, c'est-à-dire dans l'espace annulaire délimité par le mandrin et par les parois intérieures de la chambre ou bien, comme on l'a décrit ci-dessus, le mandrin peut être plongé dans la résine liquide pr6alable- ment versée dans la chambre de manière à obliger la résine à s'écouler dans l'espace annulaire en le remplissent, Après achèvement da la solidification de la résine, on enlève le mandrin, et on place la garniture de rétrécisse- ment 13 Le placement de la garniture 13 est obtenu par un moyen quelconque bien connu du technicien, par exemple en le pressant ou en le sertissant en place, ou bien, comme on l'a présentement détaillé et représenté sur la figure 2,
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il peut être mis en position sur la bague à détente 18 qui est supportée dans la rainure 20 pratiquée dans la garni- ture 13 et qui est oblige de pénétrer dans la rainure ou
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dépression 21 pratiquée dons la section de rétrdoinnoment 16.
Après la pose de 1 r ancaotrcmont z.3, on utilise un deuxième mundrin (non ranrcuHntrS) pour couler la matitrro do rcrr4cmcrxu bzz uur 'la uurftcroe intérieurs de la section da dilatation 17. Au cours de la solidification et du durcie- ooment du revêtement en composition plastique, on enlevé @ le mandrin, et la chambre de combustion du moteur à fusée est 1 prête à être utilisée sauf qu'un léger polissage de la
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surfficn ent noenijnire.
A titre de phaao définitive, en vue de gêner au minimum l'écoulement uniforme désirable du gaz de combustion hors de la chambre pendant le fonction-' nement, on a forme des congés 22 et 23 sur les extrémités
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d'amont mut d'aval ds lit /lJrnt 1,1tt' 13' On .réllul tat peut fttro obtenu en donn-tnt une forme approprt.e aux mandrins ou par lissage à la truelle comme précédemment*
A titre de variante de coulée de la garniture 12
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ou du recouvrement 19, tel qu'il a été décrit oî-desauî3, il eat quelquefolo plue avantageux d'ajouter un épaissis** Hant au m4lane résineux, décrit ci-deSLUf3, pour obtenir une matière plua visoueuse.
Des épaississants, tels que l'amian- te et d'autres matériaux sous forme fibreuse et décrits ci-dessus, rendant la matière finie convenable pour une
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application sur les fmrfnaea de la coaue du moteur par 111JI.JUIf, b. lil trutillat 1:.n conformnn t corttjlJ tem6nt les truel- lea, on peut auuu1 former loa contes internes 22 et 23.
En outre, dans les installations dans lesquelles un moteur doit être mis à feu dans un milieu à température élevée @
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(par exemple, de silo souterrain ou similaire) et lorsqu'il y a danger pour les surfaces extérieures d'être endommagées par la chaleur ou la flamme, le lissage à la truelle four- nit un moyen pour l'application in situ à un moteur à fusée quelconque, en étendant ainsi 1'utilisation de la composition dans des proportions corsidérables. dien que l'invention ait été décriledans doux de ses forma do réalisation, il ont 1).Ion évident que le technicien peut en réaliser de nombreuses autres sans sortir, pour cela du cadre de l'invention.
REVENDICATIONS
1 - Une chambre de combustion, munie de parois et servant pour un moteur à fuade, caractérisée en ce que une composition de résine synthétique thermodurcissable. contenant des microbulles plastiques, eet lido à au moins une partie de paroi do nette chambre,
2 - Une chambra de combustion pour moteur à fusé* comprenant une section de combustion, une section de rétré. cissement et une section de dilatation, une coque entourant ces sections de combustion, de rétrécissement et de dilata- tion, une résine thermodurcissable contenant dea microbullea plastiques et liée au moins à une partie de la surface do cette coque,
un corps insérable dans cette section de rétrécissement et comprenant, sur une partie de celle-ci, l'aire de section minimnle transversale de cette chambre de combustion, ce corps incurable communiquant avec cette coction do combustion et cotte section de dilatation à ses extrémités opposées,
et des congés do cette matière de rési- ne venant en contact avec cec extrémités opposées du corps de manière à réaliser un passage libre pour les gaz de com-
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buation dune cette chambre lorsqu'ils pénètrent dans cette aire minimale formée par ce corps et la quittent*
3 - Dos formes de réalisation de la chambre de combustion selon 1 comprenant les caractéristiques sui- vantes, prises isolément ou en diverses combinaisons a - la résine synthétique est une novalaque époxy. b - la matière de microbulles est une composition contenant de la silice. o - la matière de microbulles est une résine phénolique. a - le corps insérable ost un métal. e -.
les surfaces du corps insérable exposées à des tempé- 'raturea élevées sont revêtues d'un composé d'oxyde métallique.
4 - Une composition plastique utilisable dans les parties à température élevée d'un moteur à fusée lors- qu'elle leur est liée, produite par le mélange, à tempéra- ture élevée, de 100 parties en poids d'une novalaque époxy de 100 parties en poids d'un agent de solidification d'anhy- dride, de 2 parties en poids d'un accélérateur de solidi- fication d'amino-phénol et de 45 parties en poids d'une charge de microbulles plastiques.
5 - Desformes de réalisation de la composition plastique telle que spécifiée sous 3 , comprenant les caractéristiques suivantes,prises isolément ou en diverses combinaisons : a- on ajoute un épaississant formé de 33 partita en poids au mélange. b - l'épaississant est de l'amiante. o - la température de mélange est comprise entre 71 et 93 C et on solidifie le mélange pendant 16 heures environ à une température comprise entre 49 et 260 0 et on le
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solidifie postérieurement pendant 2 heureo environ à une température comprise entre 149 et l77C. d - l'épaississant est du flocon de coton. e- l'épaississant est du flooon de laine. f- l'épaississant est formé de fibres synthétiques.
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Rocket engine combustion chamber
The invention relates to a combustion chamber construction for a rocket engine and more particularly to a construction which is lightweight, highly resistant and capable of withstanding the high temperatures generated in the chamber during operation, and found by experience, on):
) External surfaces Ionic the engine is fired from a closed tube or an underground launch "silo". The invention also relates to a rocket engine combustion chamber construction of the uncooled or uncooled type without recovery, having internal and external surfaces made of a plastic composition resistant to high temperatures, light and strong and having. low thermal conductivity capable of being removed during operation at high temperature *
In the combustion chambers of rocket engines, the regions on the inner walls are often subjected to very high temperatures,
sta-
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sometimes blowing above ".76CCy due to hot gases resulting from the combustion of the propellants which are in oos ohumbros. When the engine is run wild from a solid tube or from an underground ailo, these gases tend to increase. the temperature of the outer burruces of the engine, weakening them in such a way as to produce faulty engine operation.Previous attempts to solve this problem have generally involved the use of insulation layers bonded to the outer and inner walls of the chamber in the chamber. purpose of. isolating the burning gases located at
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inside.
These layers (or coatings) are usually constructed of a non-metallic material, such as ceramic, although plastics have been used in various forms. However, the finished motor is generally heavy and this. disadvantageously, parks that the motibre of the interior and exterior oouoho this
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necessarily (1) too large a donaitô and (20) must be applied to the surfaces of the hull under an extreme thickness of 25 mm or more in order to resist the erosive action of hot gases.
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O'oat why a dan buta of the invention aat to construct a rocket motor chamber which is first of all resistant to high temperatures, of low overall weight and which is suitable for flying craft * Another purpose of the invention is to achieve a construction
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a fuode engine chamber comprising, for its interior and exterior surfaces,
a material capable of resisting
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at high temperatures while being able to be removed so that the material in the interior surfaces and
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extreme laughter gives way to a part of itself during the
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operation of the combustion chamber of the rocket engine, thus preventing high temperature gases from attacking the hull structure between them *
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One implementing the invention,
this will be done in the appended figures of tomorrow in which FIG. 1 is a cross section of a karate combustion chamber of the rocket engine showing a construction which is the subject of the invention and FIG. 2 is one.
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detail of a retaining means for part of the rocket engine chamber
As seen in Fig. 1, rocket engine 10 has a shell structure 11, an interior liner 12, and an outer layer or cover 19.
The coating 12 is preferably provided on the inner walls of the shell 11 in two locations separated by an interposable body or throttle fitting between them. The outer coating 19 is ordinarily applied to the outer wall of the shell 11 over the sec-
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outlet or expansion 17 * The backflow fitting 13 is preferably of a leak resistant material
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at high and non-erodible temperatures, such as molybdenum, copper or aluminum, and is coated with a metal oxide 14.
This metal oxide coating 14 can be made into any of the nomL11 '±, unel1 ml' U or 01; 1 do r8 bernent inic oxide coating used in the flame spray coating procedures described in the patent
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American filed August 16, 1960 in the name of Albert THOM, for "Coating apparatus"
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The plastic composition 12 is applied to the internal surfaces of the shell 11, which for the purposes of this patent can be considered as comprising three parts or sections, namely the combustion section 15, the constriction section 16 and the shrinkage section. dilation
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17.
When it is desired to ignite the engine in a limited area such as a closed tuba or an underground silo, the external material 19 is used, as will be explained
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next, the application of the plan composition facelift. tick and recovery 19 can be achieved by many
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in ways, two of which will be described below. A typical plastic composition of coating 12 (and covering 19) comprises four main ingredients, namely:
a thermo-hardening liquid epoxy compound which can be used as a binder and chosen for its characteristics of resistance to high temperatures, a solidifying agent which is intended for them, preferably liquid at room temperature, an accelerator serving to reduce the solidification time and the key or main ingredient;
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small and hollow micro-bubbles trbo, rib against the density and thermal conductivity.
These ingredients are heated to a temperature between 71 and 93 C and mixed together in suitable proportions as follows.
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In one of the embodiments or embodiments of the pre-invention, the inrédionta may comprise an additional component or "thickening agent" which makes the material suitable for application with a trowel on the surface in order to form the coating 12 (and cover it-
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ment 19 when desired).
In one other case, the thickener Bans composition can be cast in place around mandrels arranged in the center (not shown), placed
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in or around the room * In Ica two forms $ dµL
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realization, solidification or durcisrasmont are
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carried out} on site, after application *
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Dur4lo solidification for coating
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plastic 12 (and the outer covering 19) which
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a main part of the invention also depends on the "#> ** # 'araoterias desired in the final product. jazz how it would have applied to the hull 11 and / or cover 19 of the engine 10, a duration of this time is preferred. ', 4 solidification for up to 16 hours at a temperature of between 49 and 2600 suri.' .:
, i # a, subsequent solidification time being able to ette hours and a temperature between approximately 'W * / (j f "# 17700 to obtain the best results' ',' Kbff6x, Ms
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, Suitable compost for the plastic composition of coating 12 (and covering 19 when
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the second) include in general, the thermosetting epoxy novalaquea and in particular, any of the liquid novalaques sold by Dow Chemicals Compony and currently called "Experimental Reain X- if't 'c3omcn 1 turitut Pour la nolidiflonblon, on T ut uti7.l- 1T q4rt rtelrryl f! fH ttrlxrfk;
ajed knots a yt "3t" 2t ^ d ti t 1 11 tier those who have Ilejuicltiti h the to4ipdrtiture ftnfbibnte, sheet quo for example, the product put on sale by the National njlîri $ 4
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Division of the Allied Chemical Corporation under the name
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commercial Nadia Nethyl Anhydride (0 10H10 OrY anhydride ntethylbioyolo "(2,2.1.) -5- * heptene-2, dicaï'boxyHque) ot which makes liquid juuqueh the mixing temperature * A typical accelerator is any one of anina. phenols, and among these, tri-dimethyl * ad *, -, M,., ethylphenol is preferred. Another suitable accelerator is. w ... 'r' #. ##; V; benzyldimethylaraine .
For the charge material, we # * jfê $ jjg & A
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use very small leaking silica or glass miorobubbles such as the product sold by the Emoroon and Cummintfe Company or phdnol miorobubbles manufactured and sold by the Braille Corporation. These micro-bubbles are used in quantities and dimensions (dia-
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meters) variable between 50 microns and 3.2 mm.
Their use enables almost all of the desirable characteristics of the final composition to be obtained.
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is a very important property when using these products in rocket engines
The composition, as described above, can be used in two main forms, namely (a) as a molding or (b) as a trowel-deposited or plastering compound. In the latter form, it thickens, - chosen from materials such as asbestos, cotton and wool flakes and synthetic fibers such as nylon and rayon,
- is added to the ingredients and is mixed with them before its application to the shell 11. These materials acting additionally as
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ohnrfe and illigate the insulating quality of the t1 & r t nt l, t ve composition.
One example of the plilntine compound useful in the invention is a mixture of 100 parts by weight of a synthetic resin of liquid epoxy novalaquo such as
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binder) 100 parts by weight of adi.a Kethyl anhydride as an agent of 45 parts by weight of silica m1crob \ JHo filler, and 2 parts by weight of tri-d1m6 thylaminoethylphenol (sold by the ab, m und base Oompnny Under its trade mark "J.30" as accelerator The mixture is heated to a temperature of 71 ° C. and the accelerator DMP-30 is added.
We poured the composition as
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formed in the chamber 10, it is contained by the shell 11, and while it is still liquid, a mandrel of an appropriate shape is dipped or driven out into the liquid resin, which forces it to flow around in. filling the annular cavity delimited by the inner wall of the shell 11 and the outer surfaces of the mandrel (Note: the mandrel is coated, in the usual case) with a wire
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of polyethylene or other plastic material for 'u.3t''a =' fi <y ;.
The mandrel is removed from the chamber. The film can be removed by peeling off the surfaces of 1.W * '"', '. The resinous mixture is solidified on place} 1 & - $ mil0" Y <? /' '";. /.- '' chilling laying about 5 to 16 hours' (or '' adj'-. ''. night) after which it is subsequently solidified at a temperature between 66 C for 2 hours approximately up to at 260 0 for approximately half an hour.
During cooling, a relatively smooth, but hard, white colored material is obtained which, on cooling, forms a tight bond with the shell 11, The final polish and thickness of the surface is obtained thanks to the construction of the mandrel well that when greater precision is desired, the resin surfaces can be machined or otherwise finished to a pre-selected dimension.
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In another example, to the mixture described oi-deaeue is added, by weight and at the temperature of the mixture, 33 parts of fibrous asbestos and stirred together with the mixture.
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other ingredients at the same temperature.
After mixing, the compound thus formed is coated with a trowel on the internal and external surfaces of the hull 11 from there dhd, -, 10 of the rocket engine. The resin coated motor is placed in a solidification furnace at a temperature of 60! D $! '':
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between 75 and 121 * 0 for a period of 2 to 3 hours in order to solidify it on site.
In this case no subsequent solidification is necessary and the engine is cooled in air to room or operating temperature and except for light grinding and / or finishing it is ready for use. Prior to applying the coating 12 (and cover 19), the interior (and exterior) surfaces of the rocket engine chamber 10 are prepared for receipt thereof by cleaning. A cleaning process sufficient to loosen dirt and obtain oil-free surfaces is used and will suffice in conventional applications.
In many cases, roughening of the surface may be desirable to increase the adhesion of coating 12 to the interior surfaces of shell 11; in other cases, a separate adhesive can be used.
In the cast-coated embodiment, a mandrel (not shown) is placed inside the chamber section 15, and the liquid resin is poured around, i.e. in the space. annular bounded by the mandrel and by the interior walls of the chamber or, as described above, the mandrel can be immersed in the liquid resin previously poured into the chamber so as to force the resin to s 'flow into the annular space while filling it. After completion of the solidification of the resin, the mandrel is removed, and the shrinkage liner is placed. The placement of the liner 13 is obtained by any means well known to the professional. technician, for example by pressing or crimping it in place, or else, as has been detailed presently and shown in FIG. 2,
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it can be placed in position on the detent ring 18 which is supported in the groove 20 made in the liner 13 and which is forced to enter the groove or
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depression 21 practiced in the back section 16.
After the installation of 1 r ancaotrcmont z.3, a second mundrin (not ranrcuHntrS) is used to cast the matitrro do rcrr4cmcrxu bzz uur 'the uurftcroe inside the expansion section 17. During the solidification and hardening - ooment of the plastic coating, the mandrel was removed, and the rocket engine combustion chamber was ready for use except that a light polishing of the
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surfficn ent noenijnire.
As a final step, in order to minimize the desirable uniform flow of combustion gas out of the chamber during operation, fillets 22 and 23 were formed on the ends.
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upstream mut downstream ds bed / lJrnt 1,1tt '13' On .réllul state can be obtained by giving a suitable shape to the mandrels or by smoothing with a trowel as before *
As a casting variant of the seal 12
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or cover 19, as described above, it is somehow more advantageous to add thickened material to the resinous m4lane, described above, to obtain a more viscous material.
Thickeners, such as asbestos and other materials in fibrous form and described above, make the finished material suitable for coating.
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application on the fmrfnaea of the motor coaue by 111JI.JUIf, b. lil trutillat 1: .n conformnn t corttjlJ tem6nt the truel- lea, we can also form the internal tales 22 and 23.
In addition, in installations where an engine is to be fired in a high temperature environment @
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(eg, from underground silo or the like) and where there is danger for the exterior surfaces to be damaged by heat or flame, trowel smoothing provides a means for in situ application to a rocket engine, thereby expanding the use of the composition in drastic proportions. dien that the invention has been decriledans soft of its forma do realization, it has 1) .Ion obvious that the technician can achieve many others without departing, for that reason from the scope of the invention.
CLAIMS
1 - A combustion chamber, provided with walls and serving for a fuade engine, characterized in that a composition of thermosetting synthetic resin. containing plastic microbubbles, eet lido to at least part of the wall of the net chamber,
2 - A combustion chamber for a rocket engine * comprising a combustion section, a retraction section. curing and an expansion section, a shell surrounding these combustion, shrinkage and expansion sections, a thermosetting resin containing plastic microbulla and bonded to at least part of the surface of this shell,
a body which can be inserted into this narrowing section and comprising, on a part thereof, the minimum cross-sectional area of this combustion chamber, this incurable body communicating with this combustion chamber and its expansion section at its opposite ends ,
and fillets of this resin material contacting these opposite ends of the body so as to provide a free passage for the compound gases.
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buation of this chamber when they enter this minimal area formed by this body and leave it *
3 - Dos embodiments of the combustion chamber according to 1 comprising the following characteristics, taken individually or in various combinations: a - the synthetic resin is an epoxy novalac. b - the microbubble material is a composition containing silica. o - the microbubble material is a phenolic resin. a - the insertable body is a metal. e -.
surfaces of the insertable body exposed to elevated temperatures are coated with a metal oxide compound.
4 - A plastic composition which can be used in the high temperature parts of a rocket engine when bound to them, produced by mixing, at high temperature, 100 parts by weight of an epoxy novalac of 100 parts by weight of an anhydride solidifying agent, 2 parts by weight of an amino-phenol solidifying accelerator and 45 parts by weight of a filler of plastic microbubbles.
5 - Embodiments of the plastic composition as specified under 3, comprising the following characteristics, taken individually or in various combinations: a- a thickener formed of 33 parts by weight is added to the mixture. b - the thickener is asbestos. o - the mixing temperature is between 71 and 93 C and the mixture is solidified for about 16 hours at a temperature between 49 and 260 0 and it is
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Subsequently solidifies for about 2 hours at a temperature between 149 and 177C. d - the thickener is cotton flake. e- the thickener is wool flooon. f- the thickener is made of synthetic fibers.