FR2850369A1 - Application of heat-resistant coating to rocket nozzle or space vehicle re-entry shield consists of applying layers at constant angle and adjusting thickness - Google Patents
Application of heat-resistant coating to rocket nozzle or space vehicle re-entry shield consists of applying layers at constant angle and adjusting thickness Download PDFInfo
- Publication number
- FR2850369A1 FR2850369A1 FR0300792A FR0300792A FR2850369A1 FR 2850369 A1 FR2850369 A1 FR 2850369A1 FR 0300792 A FR0300792 A FR 0300792A FR 0300792 A FR0300792 A FR 0300792A FR 2850369 A1 FR2850369 A1 FR 2850369A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- layers
- coating
- strip
- thickness
- inclination
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/34—Protection against overheating or radiation, e.g. heat shields; Additional cooling arrangements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C53/00—Shaping by bending, folding, twisting, straightening or flattening; Apparatus therefor
- B29C53/56—Winding and joining, e.g. winding spirally
- B29C53/58—Winding and joining, e.g. winding spirally helically
- B29C53/583—Winding and joining, e.g. winding spirally helically for making tubular articles with particular features
- B29C53/585—Winding and joining, e.g. winding spirally helically for making tubular articles with particular features the cross-section varying along their axis, e.g. tapered, with ribs, or threads, with socket-ends
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C53/00—Shaping by bending, folding, twisting, straightening or flattening; Apparatus therefor
- B29C53/56—Winding and joining, e.g. winding spirally
- B29C53/58—Winding and joining, e.g. winding spirally helically
- B29C53/581—Winding and joining, e.g. winding spirally helically using sheets or strips consisting principally of plastics material
- B29C53/582—Winding and joining, e.g. winding spirally helically using sheets or strips consisting principally of plastics material comprising reinforcements, e.g. wires, threads
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2031/00—Other particular articles
- B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
- B29L2031/3097—Cosmonautical vehicles; Rockets
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/90—Coating; Surface treatment
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/25—Three-dimensional helical
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Description
PROCEDE DE REALISATION D'UN REVETEMENT DE PROTECTIONPROCESS FOR PRODUCING A PROTECTIVE COATING
THERMIQUE A COUCHES INCLINEES ET STRUCTURES OBTENUES THERMAL WITH INCLINED LAYERS AND STRUCTURES OBTAINED
La présente invention concerne des structures soumises à des échauffements très importants, telles que par exemple des boucliers de rentrée de véhicules spatiaux ou des éléments d'un système de propulsion tels qu'un divergent de tuyère. The present invention relates to structures subjected to very significant overheating, such as for example spacecraft return shields or elements of a propulsion system such as a nozzle divergent.
Ces structures sont particulièrement sollicitées, car, outre leur résistance à des températures qui peuvent atteindre ou dépasser 30001C, elles doivent conserver de bonnes propriétés mécaniques, ceci étant particulièrement le cas pour les divergents de tuyère qui ont aussi une fonction structurale de reprise de la poussée. These structures are particularly stressed, because, in addition to their resistance to temperatures which can reach or exceed 30001C, they must retain good mechanical properties, this being particularly the case for the diverging nozzles which also have a structural function of resumption of the thrust .
De plus, on demande à ces structures d'avoir une fonction aérodynamique, c'est-à-dire d'assurer un bon écoulement des gaz et donc de conserver une forme inchangée malgré les effets de l'ablation due aux températures élevées. In addition, these structures are asked to have an aerodynamic function, that is to say to ensure good gas flow and therefore to keep an unchanged shape despite the effects of ablation due to the high temperatures.
Les matériaux utilisés pour ces types de structures sont souvent des 15 matériaux composites thermostructuraux composés par exemple de fibres de SiO2, " Nextel ", SiC ou de carbone (pour les plus hautes températures) disposés sous forme de fils, de tissus 2D ou même de préformes textiles 3D. The materials used for these types of structures are often thermostructural composite materials composed for example of SiO2, "Nextel", SiC or carbon fibers (for the highest temperatures) arranged in the form of wires, 2D fabrics or even of 3D textile preforms.
Les matrices peuvent être céramiques à base de SiO2, SiC ou C, ou bien à base de résines à haut taux de coke comme les résines phénoliques ou 20 furaniques, ou certaines résines silicones qui, lors de la pyrolyse, donnent suivant le cas du carbone ou de la silice. The matrices may be ceramic based on SiO2, SiC or C, or else based on resins with a high coke content such as phenolic or furanic resins, or certain silicone resins which, during pyrolysis, give, depending on the case, carbon. or silica.
La présente invention concerne plus particulièrement les structures constituées ou recouvertes d'une succession de couches inclinées formées de fibres noyées dans une matrice appropriée, les couches formant un angle par rapport à la surface sur laquelle elles sont déposées. The present invention relates more particularly to structures made up or covered with a succession of inclined layers formed of fibers embedded in an appropriate matrix, the layers forming an angle with respect to the surface on which they are deposited.
Ce type d'architecture est bien connu. This type of architecture is well known.
US 3140968 décrit un procédé permettant de réaliser une structure, communément appelée " clino ", consistant en un enroulement hélicodal autour d'un mandrin cylindrique d'une bande, suivant des couches successives toutes inclinées d'un même angle par rapport à une génératrice du 10 mandrin, le premier tour d'enroulement étant réalisé en appui sur une cale de départ donnant l'angle d'inclinaison des couches successives. US 3140968 describes a method for producing a structure, commonly called "clino", consisting of a helical winding around a cylindrical mandrel of a strip, in successive layers all inclined at the same angle relative to a generator of the 10 mandrel, the first winding turn being carried out by pressing on a starting block giving the angle of inclination of the successive layers.
Le matériau enroulé sur le mandrin est une bande de fibres préimprégnées par exemple une bande de tissu. The material wound on the mandrel is a strip of prepreg fibers, for example a strip of fabric.
Le but de l'invention est d'optimiser la masse des pièces du type 15 bouclier, divergent de tuyère ou analogue, intégrant une structure " clino " en sorte d'assurer aux lanceurs, propulseurs, ou véhicules spatiaux munis de telles pièces une charge utile la plus élevée possible, tout en conférant aux pièces en question une résistance mécano-aéro- thermique optimisée, c'est-àdire ajustée localement. The object of the invention is to optimize the mass of parts of the shield, divergent nozzle or similar type, integrating a "clino" structure so as to ensure launchers, propellants, or space vehicles equipped with such parts as high as possible, while giving the parts in question an optimized mechanical-aero-thermal resistance, that is to say adjusted locally.
A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de réalisation d'un revêtement de protection thermique à couches inclinées par bobinage sur une surface de révolution à partir d'une bande de fibres pré-imprégnées, caractérisé en ce qu'il consiste à déposer lesdites couches sous un angle constant par rapport à la surface de dépose en ajustant localement ladite 25 inclinaison en sorte de privilégier dans la ou les zones considérées l'ablation et/ou la conductivité thermique, puis, après polymérisation du revêtement, à usiner la surface exposée au flux aérodynamique, en sorte d'ajuster localement l'épaisseur dudit revêtement. To this end, the subject of the invention is a process for producing a thermal protective coating with inclined layers by winding on a surface of revolution from a strip of prepreg fibers, characterized in that it consists depositing said layers at a constant angle relative to the deposition surface by locally adjusting said inclination so as to favor ablation and / or thermal conductivity in the zone or zones considered, then, after polymerization of the coating, to be machined the surface exposed to the aerodynamic flow, so as to locally adjust the thickness of said coating.
L'invention s'applique à la réalisation d'un revêtement sur des surfaces 30 de révolution à profil constant, par exemple des surfaces cylindriques, ou coniques, mais également à des surfaces de révolution à profil évolutif tel que celui des boucliers de rentrée ou des divergents de tuyère. The invention applies to the production of a coating on surfaces of revolution with a constant profile, for example cylindrical or conical surfaces, but also on surfaces of revolution with an evolving profile such as that of reentry shields or diverging nozzles.
L'invention a également pour objet les revêtements obtenus conformément au procédé ainsi que les structures intégrant de tels revêtements telles que boucliers, divergents ou autres. The subject of the invention is also the coatings obtained in accordance with the process as well as the structures incorporating such coatings such as shields, divergent or others.
On va maintenant décrire deux applications de l'invention à la réalisation 5 d'un divergent de tuyère et d'un bouclier de rentrée en se reportant aux dessins annexés sur lesquels: - Figure 1 est une demi-vue en coupe axiale d'un divergent de tuyère dont la paroi est constituée d'un revêtement selon l'invention; - Figure 2 est une demi-vue en coupe axiale d'un bouclier de rentrée de véhicule spatial; - Figure 3 est un schéma illustrant un dispositif apte à la réalisation de structures selon la revendication 1 ou 2, et - Figure 4 est une bande constituée de tronçons de tissu de fibres pré- imprégnées utilisable avec le dispositif de la Figure 3. We will now describe two applications of the invention to the embodiment 5 of a diverging nozzle and a reentry shield with reference to the accompanying drawings in which: - Figure 1 is a half-view in axial section of a divergent nozzle whose wall consists of a coating according to the invention; - Figure 2 is a half view in axial section of a space vehicle re-entry shield; - Figure 3 is a diagram illustrating a device capable of producing structures according to claim 1 or 2, and - Figure 4 is a strip made up of sections of fabric of prepreg fibers usable with the device of Figure 3.
Sur la figure 1, on a représenté en demi-coupe axiale un divergent de tuyère 1 dont la paroi 2, de profil évolutif, est constituée d'une structure selon l'invention, à savoir d'une succession de couches 3 d'égale épaisseur inclinée d'un même angle a par rapport à la surface 20 interne de ladite paroi 2 qui est la surface exposée au flux aérodynamique (flèche a). In Figure 1, there is shown in axial half-section a diverging nozzle 1 whose wall 2, of evolving profile, consists of a structure according to the invention, namely of a succession of layers 3 of equal thickness inclined by the same angle a relative to the internal surface 20 of said wall 2 which is the surface exposed to the aerodynamic flow (arrow a).
Toutefois, localement, les couches 3 peuvent avoir une inclinaison légèrement différente de la valeur aE, soit en plus, soit en moins. However, locally, the layers 3 may have a slightly different inclination from the value aE, either more or less.
On sait, en effet, que dans une structure " clino ", l'ablation est 25 directement liée à l'inclinaison des couches. Plus les couches sont de faible inclinaison par rapport à la surface à protéger, plus l'ablation est importante. It is known, in fact, that in a "clino" structure, the ablation is directly linked to the inclination of the layers. The more the layers are at a slight inclination relative to the surface to be protected, the greater the ablation.
Si l'on veut améliorer l'ablation, c'est-à-dire, la réduire, il faut augmenter l'angle d'inclinaison des couches. If we want to improve the ablation, that is to say, reduce it, we must increase the angle of inclination of the layers.
S'agissant de la conductivité thermique, plus l'angle d'inclinaison des couches sera important et meilleure sera la conductivité. With regard to thermal conductivity, the larger the angle of inclination of the layers, the better the conductivity.
A épaisseur de revêtement égale, la conductivité thermique est moins bonne avec un angle d'inclinaison des couches plus faible. En effet, le chemin privilégié de propagation de la chaleur dans un matériau composite étant les fibres, la chaleur mettra plus de temps à traverser le 5 revêtement via des couches inclinées présentant une largeur plus importante que celle des couches moins inclinées. With an equal coating thickness, the thermal conductivity is less good with a lower angle of inclination of the layers. In fact, the preferred path for the propagation of heat in a composite material being fibers, the heat will take longer to pass through the coating via inclined layers having a greater width than that of the less inclined layers.
Le procédé de l'invention va ainsi permettre par exemple dans la zone 2a de la paroi du divergent 1 proche du col de tuyère, de donner aux couches 3' une inclinaison c' par rapport à la surface interne du 10 divergent plus importante que l'inclinaison cc dans la zone 2b proche de la sortie du divergent, en sorte de réduire les effets de l'ablation, ce qui est souhaitable dans cette zone 2a particulièrement sollicitée à la sortie du col de tuyère. The method of the invention will thus make it possible for example in the zone 2a of the wall of the divergent 1 close to the nozzle neck, to give the layers 3 ′ an inclination c ′ with respect to the internal surface of the divergent 10 greater than the cc inclination in zone 2b near the exit of the divergent, so as to reduce the effects of ablation, which is desirable in this zone 2a which is particularly stressed at the exit of the nozzle neck.
Par ailleurs, cette augmentation de l'inclinaison entraînant 1 5 concomitamment une légère augmentation de la conductivité thermique, pour à la fois compenser cette perte d'isolation thermique et renforcer cette dernière, on va, conformément à l'invention, donner à la paroi du divergent en cette zone 2a, une épaisseur supérieure à celle de la paroi en zone 2b moins sollicitée thermiquement. Furthermore, this increase in the inclination resulting in a concomitant slight increase in thermal conductivity, in order both to compensate for this loss of thermal insulation and to reinforce it, we will, in accordance with the invention, give the wall divergent in this zone 2a, a thickness greater than that of the wall in zone 2b less thermally stressed.
Cet ajustement de l'épaisseur de la paroi du divergent s'effectue après polymérisation du revêtement en autoclave, par un usinage de la face interne du divergent au cours duquel on enlèvera davantage de matière dans la zone 2b que dans la zone 2a. This adjustment of the thickness of the wall of the divergent is effected after polymerization of the coating in an autoclave, by machining the internal face of the divergent during which more material will be removed in zone 2b than in zone 2a.
Ainsi, d'un bout à l'autre du profil du divergent, on pourra optimiser la 25 masse du divergent, c'est-à-dire la réduire le plus possible, tout en donnant en chaque point de la paroi les propriétés physiques les plus appropriées au flux aérodynamique régnant en cet endroit, ceci étant obtenu en jouant sur l'inclinaison des couches conjuguée à une adaptation de l'épaisseur de la paroi. Thus, from one end to the other of the profile of the divergent, the mass of the divergent can be optimized, that is to say to reduce it as much as possible, while giving at each point of the wall the physical properties the more appropriate to the aerodynamic flow prevailing at this location, this being obtained by varying the inclination of the layers combined with an adaptation of the thickness of the wall.
Dans la zone 2b du divergent les conditions du flux aérodynamique sont moins sévères, on peut donc réduire davantage l'épaisseur de la paroi 2 et incliner un peu plus les couches 3. In the area 2b of the divergent the conditions of the aerodynamic flow are less severe, it is therefore possible to further reduce the thickness of the wall 2 and tilt the layers 3 a little more.
L'ablation sera certes favorisée, mais cela n'a pas de conséquences car le flux est dans cette zone réduit. Quant à la conductivité thermique, sa réduction entraînée par la réduction d'épaisseur sera compensée par une plus forte inclinaison des couches 3. Ablation will certainly be favored, but this has no consequences because the flow is in this reduced area. As for the thermal conductivity, its reduction caused by the reduction in thickness will be compensated by a greater inclination of the layers 3.
Les variations d'épaisseur de la paroi 2 et de l'inclinaison (aE, cL') des couches (3, 3') peuvent être par paliers ou, mieux, continues le long du profil du divergent depuis le col de tuyère (2a) jusqu'à l'extrémité (2b) du divergent. The variations in thickness of the wall 2 and the inclination (aE, cL ') of the layers (3, 3') can be in stages or, better, continuous along the profile of the divergent from the nozzle neck (2a ) to the end (2b) of the divergent.
Sur la figure 2, on a représenté en demi-coupe axiale un bouclier 4 de 10 rentrée de véhicule spatiale dont la paroi 5, également de profil évolutif, est constituée d'une structure selon l'invention, à savoir d'une succession de couches (5a, 5b) d'égale épaisseur inclinées d'un même angle f3 par rapport à la surface interne de ladite paroi 5. In Figure 2, there is shown in axial half-section a shield 4 of 10 space vehicle re-entry whose wall 5, also of evolving profile, consists of a structure according to the invention, namely a succession of layers (5a, 5b) of equal thickness inclined at the same angle f3 with respect to the internal surface of said wall 5.
En b est représenté le sens d'écoulement du flux aérodynamique sur la 15 face externe du bouclier et en C est représentée une calotte de nez rapportée. In b is shown the direction of flow of the aerodynamic flow on the external face of the shield and in C is represented an attached nose cap.
Tout comme pour le divergent 1 de la figure 1, le bouclier 4 peut comporter une zone 4a proche de la calotte C avec des couches 5a dont l'inclinaison D est légèrement supérieure à celle des couches 5b de 20 la zone 4b proche du bord extérieur du bouclier et des ajustements locaux d'épaisseur de la paroi 5 du bouclier peuvent être réalisés lors de l'usinage de la face externe. Just as for the divergent 1 of FIG. 1, the shield 4 can comprise a zone 4a close to the cap C with layers 5a whose inclination D is slightly greater than that of the layers 5b of the zone 4b close to the outer edge. of the shield and local thickness adjustments of the wall 5 of the shield can be made during the machining of the external face.
Les buts de la maîtrise ajustée à la fois de l'angle f3 et de l'épaisseur sont les mêmes que pour le divergent 1, à savoir réduction de masse et 25 amélioration des propriétés de tenue mécanique et de résistance à l'échauffement. The aims of the adjusted control of both the angle f3 and the thickness are the same as for divergent 1, namely reduction of mass and improvement of the properties of mechanical strength and resistance to heating.
Les angles (x, ac', f sont avantageusement autour de 200 d'un bout à l'autre du profil de la pièce. The angles (x, ac ', f are advantageously around 200 from one end to the other of the profile of the part.
La figure 3 illustre un dispositif de bobinage apte à la réalisation de 30 structures selon les figures 1 et 2 et la figure 4 représente une bande fibreuse apte à la réalisation, à l'aide du dispositif de la figure 3, de telles structures. FIG. 3 illustrates a winding device suitable for producing structures according to FIGS. 1 and 2 and FIG. 4 represents a fibrous strip suitable for producing, using the device in FIG. 3, such structures.
Sur la figure 3, on a schématisé, vu en coupe axiale, un mandrin 6 entraîné en rotation autour de son axe 7 par un moteur M, le mandrin étant métallique ou en une mousse de matière plastique appropriée. In Figure 3, there is shown schematically, seen in axial section, a mandrel 6 rotated about its axis 7 by a motor M, the mandrel being metallic or made of a suitable plastic foam.
Le matériau de dépose sur le mandrin 6 est un ensemble 8 formé (figure 5 4) d'une bande fibreuse continue 9, par exemple d'une longueur de plusieurs centaines, voire milliers de mètres et d'une largeur de quelques dizaines de millimètres, prise en sandwich entre deux films séparateurs 1 0 et 1 1 de mêmes longueur et largeur. The material for depositing on the mandrel 6 is an assembly 8 formed (FIG. 5 4) of a continuous fibrous strip 9, for example with a length of several hundreds, even thousands of meters and a width of a few tens of millimeters. , sandwiched between two separating films 1 0 and 1 1 of the same length and width.
Plus précisément, la bande fibreuse 9 est constituée de tronçons 10 aboutés 9a d'un tissu de fils de chaîne et de trame faisant avec l'axe de la bande 9 un angle différent respectivement de 0 et de 90 . Chaque tronçon 9a est flanqué de deux tronçons de séparateur 1 Oa et 1 l a respectivement, aboutés et réunis par des éléments adhésifs 1 2 à cheval sur lesdits tronçons 1 Oa, 1 1 a. More specifically, the fibrous strip 9 is made up of butted sections 10 a of a fabric of warp and weft threads making with the axis of the strip 9 an angle different from 0 and 90 respectively. Each section 9a is flanked by two sections of separator 1 Oa and 1a respectively, abutted and joined by adhesive elements 1 2 straddling said sections 1 Oa, 1 1a.
1 5 L'ensemble 8 est stocké sur une bobine d'approvisionnement 1 3 munie d'un système de dévidage symbolisé en F permettant de freiner de manière contrôlée l'acheminement de l'ensemble 8 vers un jeu 14 de galets de guidage et présentation de l'ensemble 8 à un poste 1 5 de dépose de la bande fibreuse 9. 1 5 The assembly 8 is stored on a supply reel 1 3 provided with a reeling system symbolized at F making it possible to brake in a controlled manner the routing of the assembly 8 to a set 14 of guide and presentation rollers of the assembly 8 at a station 1 5 for removing the fibrous strip 9.
Le poste de dépose 1 5 disposé au-dessus du mandrin 6 comporte un dispositif applicateur chargé de presser la bande 9 contre la couche inclinée précédente qui vient d'être déposée sur le mandrin et constitué d'un rouleau cylindrique 1 6 porté par un dispositif (non représenté) assurant trois degrés de liberté audit rouleau 1 6. The depositing station 1 5 disposed above the mandrel 6 comprises an applicator device responsible for pressing the strip 9 against the preceding inclined layer which has just been deposited on the mandrel and consisting of a cylindrical roller 1 6 carried by a device (not shown) ensuring three degrees of freedom to said roller 1 6.
Au droit du galet de sortie 14a de l'ensemble 14, est effectué le détachement de l'un des séparateurs 1 0, 11, en l'occurrence le séparateur dit interne 10 qui se trouve sur la face de la bande 9 destinée à être plaquée contre la dernière couche déposée sur le mandrin 6. In line with the output roller 14a of the assembly 14, one of the separators 1 0, 11 is detached, in this case the so-called internal separator 10 which is located on the face of the strip 9 intended to be pressed against the last layer deposited on the mandrel 6.
A cet effet, l'ensemble 8 est pincé entre ledit dernier galet 14a et un galet 30 séparateur 17 sur lequel s'enroule le séparateur interne 10 pour être ensuite rembobiné automatiquement sur une bobine 18. To this end, the assembly 8 is pinched between said last roller 14a and a separator roller 30 on which the internal separator 10 is wound up to then be automatically rewound on a reel 18.
La bande 9 et le séparateur restant 11, dit séparateur externe, sont dirigés sur le rouleau 16, le séparateur externe étant interposé entre le rouleau 16 et la bande 9. The strip 9 and the remaining separator 11, called the external separator, are directed onto the roller 16, the external separator being interposed between the roller 16 and the strip 9.
Sur une fraction de tour du mandrin 6, le séparateur 11 est plaqué contre la 5 bande 9 puis détaché pour être rembobiné sur la même bobine 18 que le séparateur interne 10. On a fraction of a turn of the mandrel 6, the separator 11 is pressed against the strip 9 then detached to be rewound on the same reel 18 as the internal separator 10.
La bobine 18 est entraînée par exemple par un moteur pneumatique MP à couple et à vitesse de rotation variable. The coil 18 is driven for example by a pneumatic motor MP with torque and variable speed of rotation.
Ainsi, la bande 9 est de manière régulière et optimale pressée contre la 10 couche précédente par le séparateur 11 qui fait office de courroie de transmission mue par la rotation du mandrin 6. Thus, the strip 9 is regularly and optimally pressed against the preceding layer by the separator 11 which acts as a transmission belt driven by the rotation of the mandrel 6.
La bande fibreuse 9 n'est pas soumise à l'effort de traction qui est la résultante de l'effort moteur généré par le mandrin et de l'effort résistant procuré par le système de dévidage (13, F). Il est facile de contrôler cet 15 effort et d'automatiser la dépose par un système pilote P à commande numérique programmée contrôlant la vitesse de rotation du mandrin 6, le freinage du dispositif F, le rembobinage des séparateurs sur la bobine 18 et commandant les déplacements et le positionnement du rouleau 16. The fibrous strip 9 is not subjected to the tensile force which is the result of the motor force generated by the mandrel and the resistant force provided by the unwinding system (13, F). It is easy to control this effort and to automate the deposit by a pilot system P with programmed numerical control controlling the speed of rotation of the mandrel 6, the braking of the device F, the rewinding of the separators on the reel 18 and controlling the movements and the positioning of the roller 16.
La bande fibreuse 9 ne subit comme déformation que celle se développant 20 au moment du placement de la bande sur la couche précédente, la bande passant alors d'une forme rectiligne à une forme cintrée. The fibrous strip 9 undergoes as deformation only that which develops when the strip is placed on the preceding layer, the strip then passing from a rectilinear shape to a curved shape.
Grâce à l'inclinaison possible de l'axe du rouleau 1 6 et en utilisant un mandrin 6 aux formes et dimensions du divergent 1 ou du bouclier 4 il est possible de déposer sur le mandrin des couches telles que les 25 couches 3, 3', 5a, 5b suivant une inclinaison constante (a, y) par rapport à la surface de dépose et susceptible d'ajustements localisés et de réaliser ainsi lesdits divergent 1 et bouclier 4. Thanks to the possible inclination of the axis of the roller 1 6 and by using a mandrel 6 with the shapes and dimensions of the divergent 1 or of the shield 4 it is possible to deposit on the mandrel layers such as the layers 3, 3 ' , 5a, 5b according to a constant inclination (a, y) relative to the depositing surface and capable of localized adjustments and thus to achieve said divergence 1 and shield 4.
Par ailleurs, afin de réduire les frictions entre le rouleau 16 et le séparateur 11 inévitables puisque le rouleau est un corps cylindrique roulant sur une 30 surface non-plane, le rouleau 16 est avantageusement constitué d'un empilage de galets de faible épaisseur et de même diamètre libres en rotation sur l'axe du rouleau. Furthermore, in order to reduce the friction between the roller 16 and the inevitable separator 11 since the roller is a cylindrical body rolling on a non-planar surface, the roller 16 advantageously consists of a stack of thin rollers and same free diameter in rotation on the axis of the roller.
Ainsi, chacun des galets adapte sa vitesse de rotation en fonction de son emplacement le long de l'axe du rouleau et quel que soit le rayon du mandrin 6. Thus, each of the rollers adapts its speed of rotation as a function of its location along the axis of the roller and whatever the radius of the mandrel 6.
Pour plus de détails sur le fonctionnement du dispositif de la figure 3 on 5 pourra utilement se reporter à la demande de brevet déposée ce même jour au nom de la demanderesse et intitulée " procédé de dépose sur un support de couches fibreuses successives inclinées à partir d'une bande continue ". For more details on the operation of the device of FIG. 3, it will be useful to refer to the patent application filed on the same day in the name of the applicant and entitled "method of depositing on a support of successive fibrous layers inclined from 'a continuous band ".
Il est à noter que tous types de bandes fibreuses, conventionnelles ou 10 non, à franges, en forme de tresse, peuvent être utilisées dans le procédé de l'invention. It should be noted that all types of fibrous bands, conventional or not, with fringes, in the form of a braid, can be used in the process of the invention.
Bien entendu, les structures des figures 1 et 2 ou toute autre structure de révolution à profil évolutif constituée ou recouverte d'un revêtement protecteur thermique à couches successives inclinées conformes à 1 5 l'invention, peuvent être réalisées par d'autres moyens de bobinage que ceux décrits ci-dessus à titre d'exemple uniquement. Of course, the structures of FIGS. 1 and 2 or any other structure of revolution with an evolving profile made up or covered with a thermal protective coating with successive inclined layers in accordance with the invention, can be produced by other winding means. than those described above by way of example only.
Par ailleurs, les matériaux utilisés pour la réalisation de pièces selon l'invention peuvent être de tous types comme indiqué plus haut dans le préambule, aussi bien pour ce qui concerne les fibres, que pour ce qui 20 concerne les matrices. Furthermore, the materials used for the production of parts according to the invention can be of all types as indicated above in the preamble, both with regard to the fibers and with regard to the dies.
Claims (10)
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0300792A FR2850369B1 (en) | 2003-01-23 | 2003-01-23 | METHOD FOR PRODUCING A THERMAL PROTECTION COATING WITH INCLINED LAYERS AND STRUCTURES OBTAINED |
PCT/FR2004/000142 WO2004067943A1 (en) | 2003-01-23 | 2004-01-22 | Method of producing a thermal barrier coating comprising inclined layers and structures thus obtained |
EP04704253A EP1590565A1 (en) | 2003-01-23 | 2004-01-22 | Method of producing a thermal barrier coating comprising inclined layers and structures thus obtained |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0300792A FR2850369B1 (en) | 2003-01-23 | 2003-01-23 | METHOD FOR PRODUCING A THERMAL PROTECTION COATING WITH INCLINED LAYERS AND STRUCTURES OBTAINED |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2850369A1 true FR2850369A1 (en) | 2004-07-30 |
FR2850369B1 FR2850369B1 (en) | 2005-08-05 |
Family
ID=32669198
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR0300792A Expired - Fee Related FR2850369B1 (en) | 2003-01-23 | 2003-01-23 | METHOD FOR PRODUCING A THERMAL PROTECTION COATING WITH INCLINED LAYERS AND STRUCTURES OBTAINED |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP1590565A1 (en) |
FR (1) | FR2850369B1 (en) |
WO (1) | WO2004067943A1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2878608A1 (en) * | 2004-11-29 | 2006-06-02 | Eads Space Transp Sas Soc Par | Manufacturing process for heat shield covering e.g. for spacecraft, consists of assembling a series of parallel basic components with at least one layer of fibres |
CN111231287A (en) * | 2020-01-17 | 2020-06-05 | 大连理工大学 | Method for designing shape of rubber winding forming compression roller |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB959360A (en) * | 1962-12-20 | 1964-06-03 | Studebaker Corp | Articles having resin-impregnated walls |
US3140968A (en) * | 1960-01-11 | 1964-07-14 | H I Thompson Fibert Glass Comp | Method and apparatus for helically winding strips on edge under pressure |
US3701704A (en) * | 1970-05-18 | 1972-10-31 | Mc Donnell Douglas Corp | Method of fabricating a rocket nozzle liner |
US3826708A (en) * | 1970-05-18 | 1974-07-30 | Mc Donnell Douglas Corp | Rocket nozzle liner construction |
-
2003
- 2003-01-23 FR FR0300792A patent/FR2850369B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-01-22 EP EP04704253A patent/EP1590565A1/en not_active Withdrawn
- 2004-01-22 WO PCT/FR2004/000142 patent/WO2004067943A1/en active Application Filing
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3140968A (en) * | 1960-01-11 | 1964-07-14 | H I Thompson Fibert Glass Comp | Method and apparatus for helically winding strips on edge under pressure |
GB959360A (en) * | 1962-12-20 | 1964-06-03 | Studebaker Corp | Articles having resin-impregnated walls |
US3701704A (en) * | 1970-05-18 | 1972-10-31 | Mc Donnell Douglas Corp | Method of fabricating a rocket nozzle liner |
US3826708A (en) * | 1970-05-18 | 1974-07-30 | Mc Donnell Douglas Corp | Rocket nozzle liner construction |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2878608A1 (en) * | 2004-11-29 | 2006-06-02 | Eads Space Transp Sas Soc Par | Manufacturing process for heat shield covering e.g. for spacecraft, consists of assembling a series of parallel basic components with at least one layer of fibres |
CN111231287A (en) * | 2020-01-17 | 2020-06-05 | 大连理工大学 | Method for designing shape of rubber winding forming compression roller |
CN111231287B (en) * | 2020-01-17 | 2021-12-10 | 大连理工大学 | Method for designing shape of rubber winding forming compression roller |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2004067943A1 (en) | 2004-08-12 |
EP1590565A1 (en) | 2005-11-02 |
FR2850369B1 (en) | 2005-08-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1726678B1 (en) | Process for fabricating a tubular body with a metal matrix composite insert | |
CA2820415C (en) | Fibrous structure for a part made of composite material having one or more arch-shaped portions | |
EP2454081B1 (en) | Machine for applying fibers, including a flexible compacting roller with a heat adjustment system | |
CA2548630C (en) | Manufacturing process for an intertwined layer consisting of ceramic wiring with a metal matrix, device for implementing the process and the layer obtained through the process | |
CA2548607C (en) | Manufacturing process for a part with an insert made of a composite material with a metal matrix and ceramic fibres | |
CA2620221C (en) | Reinforced elongated elements, such as tubes, method and device for producing same and use thereof | |
EP1301333B1 (en) | Composite hollow body and method for making same | |
EP3492249A1 (en) | Method and installation for winding a pre-impregnated fabric strip on an inclined surface | |
EP0310499B1 (en) | Method and device for the production of a corrugated fibre structure for use as a reinforcing structure for a composite material part | |
CA2619304C (en) | Tubular part comprising a metal matrix composite insert | |
EP0707941A1 (en) | Method for making composite pipes with high mechanical and tribologic characteristics | |
FR2850369A1 (en) | Application of heat-resistant coating to rocket nozzle or space vehicle re-entry shield consists of applying layers at constant angle and adjusting thickness | |
WO2017203109A1 (en) | Machine for applying continuous fibres comprising a braking device positioned in the application head and method implementing such a machine | |
FR3109426A1 (en) | Reinforced pressurized fluid storage tank | |
FR3059988B1 (en) | METHOD AND MACHINE FOR WINDING A WIRED ELEMENT AROUND A PIECE FOR FREQUING, FILAMENT WINDING OR MAROUFLAGE | |
FR2850368A1 (en) | Thermal insulation laying procedure e.g. for space vehicle heat shield uses fibre strip passed initially between separators before guide and applicator | |
EP2928675B1 (en) | Impregnation device, unit for manufacturing a hollow profile section by pultrusion comprising such a device, and corresponding manufacturing method | |
FR3067647A1 (en) | MULTILAYER STRIP FOR THE MANUFACTURE OF COMPOSITE MATERIALS AND METHOD FOR OBTAINING THE SAME | |
EP3390254B1 (en) | Return roller for unwinding a spool of a product in the form of a band | |
FR3120007A1 (en) | Process for manufacturing a composite material | |
EP3368269B1 (en) | Device for extruding a strip of elastomeric material and method for producing a heat shield covering for a thruster body | |
FR3093947A1 (en) | Method and installation for manufacturing a composite material revolution part | |
FR3017818A1 (en) | SOLVENT-FREE PROCESS FOR PREIMPREGING AT LEAST ONE FIBER WITH A VERY HIGH SPEED FLUID | |
EP4076912B1 (en) | Fibre application head with retractable flap | |
EP4136381B1 (en) | Process for manufacturing a composite storage tank |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |
|
CA | Change of address |
Effective date: 20180406 |
|
CD | Change of name or company name |
Owner name: AIRBUS DEFENCE AND SPACE SAS, FR Effective date: 20180406 |
|
CA | Change of address |
Effective date: 20180419 |
|
CD | Change of name or company name |
Owner name: ARIANEGROUP SAS, FR Effective date: 20180419 |
|
TP | Transmission of property |
Owner name: ARIANEGROUP SAS, FR Effective date: 20180419 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 18 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 19 |
|
ST | Notification of lapse |
Effective date: 20220905 |