RU2289717C1 - Maintainable body of solid propellant engine and method of repair of such body - Google Patents
Maintainable body of solid propellant engine and method of repair of such body Download PDFInfo
- Publication number
- RU2289717C1 RU2289717C1 RU2005115961/06A RU2005115961A RU2289717C1 RU 2289717 C1 RU2289717 C1 RU 2289717C1 RU 2005115961/06 A RU2005115961/06 A RU 2005115961/06A RU 2005115961 A RU2005115961 A RU 2005115961A RU 2289717 C1 RU2289717 C1 RU 2289717C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- shell
- ferrule
- shielding coating
- protective coat
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Adhesives Or Adhesive Processes (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусам ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), и может найти применение при разработке и производстве ракетных двигателей с вкладными зарядами, в том числе ракетных двигателей для реактивных систем залпового огня.The invention relates to rocket technology, and in particular to solid propellant rocket engine bodies (solid propellant rocket engines), and may find application in the development and manufacture of rocket engines with plug-in charges, including rocket engines for multiple launch rocket systems.
Известны корпуса ракетных двигателей твердого топлива, представляющих собой цилиндрическую обечайку со стенками большой относительной толщины с концевыми резьбовыми участками (см. книгу Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых реактивных снарядов. - М., Оборонгиз, 1961 г., стр.143, фиг.5.1).There are known cases of rocket engines for solid fuels, which are a cylindrical shell with walls of large relative thickness with end threaded sections (see the book Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rockets. - M., Oborongiz, 1961 , p. 143, Fig. 5.1).
Задачей данного технического решения являлась разработка конструкции корпуса, обеспечивающей его работоспособность при функционировании ракетного двигателя твердого топлива.The objective of this technical solution was to develop a hull design that ensures its operability during the operation of a solid fuel rocket engine.
Общими признаками с предлагаемым корпусом РДТТ является наличие в нем цилиндрической обечайки с концевыми резьбовыми участками.Common features with the proposed solid rocket motor housing are the presence of a cylindrical shell with end threaded sections.
Однако приведенная конструкция корпуса может быть применена только для РДТТ с большой относительной толщиной стенки, а соответственно большой пассивной массой корпуса, не отвечающей современным требованиям.However, the casing design shown can be applied only to solid propellant rocket motors with a large relative wall thickness and, accordingly, a large passive mass of the casing that does not meet modern requirements.
Указанных недостатков лишен РДТТ с корпусом, имеющим внутреннее теплозащитное покрытие (ТЗП).The indicated disadvantages are deprived of the solid-propellant solid-propellant rocket engine with a housing having an internal heat-shielding coating (TZP).
Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является корпус РДТТ, содержащий цилиндрическую обечайку большого относительного удлинения с концевыми резьбовыми участками и ТЗП внутренней поверхности обечайки (см. кн. Фархутдинов И.Х., Котельников А.В. "Конструкции и проектирование РДТТ". - М., Машиностроение, 1987 г., стр.8, рис.1.4), а также способ ремонта двигателей (см. кн. Ильянов А.И., Левит М.Е. "Основы сборки авиационных двигателей". - М., Машиностроение, 1987 г., стр.50) и способ защиты внутренней поверхности корпуса ракетного двигателя, включающий подготовку внутренней поверхности корпуса, размещение полуфабриката теплозащитного материала, представляющего собой асбестовую ткань, пропитанную связующим, формование и термообработку (см. патент РФ №2243401, опубл. 27.12.2004 г.), принятый авторами за прототип.The closest in technical essence and the achieved result is the solid propellant rocket housing containing a cylindrical shell of large relative elongation with end threaded portions and the technical specifications of the inner surface of the shell (see Prince Farkhutdinov I.Kh., Kotelnikov A.V. - M., Mechanical Engineering, 1987, p. 8, Fig. 1.4), as well as a method of engine repair (see pr. Ilyanov A.I., Levit M.E. "Fundamentals of assembly of aircraft engines." - M. , Engineering, 1987, p. 50) and a method for protecting the inner surface of a rocket engine housing ator comprising preparing the casing inner surface, placing heat semifinished material consisting of asbestos cloth is impregnated with a binder, molding and heat treatment (see. Russian patent №2243401, publ. 27.12.2004) adopted by the authors as the prototype.
Как видно из этого технического решения, на внутреннюю поверхность обечайки корпуса нанесено ТЗП, что позволяет исключить нагрев тонкостенной обечайки до температуры, при которой происходит потеря прочностных характеристик материала обечайки, и за счет этого обеспечивается работоспособность корпуса при функционировании РДТТ с уменьшенной толщиной обечайки.As can be seen from this technical solution, TZP is deposited on the inner surface of the shell, which eliminates the heating of the thin-walled shell to a temperature at which the strength characteristics of the shell material are lost, and this ensures the performance of the shell during the operation of the solid-propellant rocket motor with a reduced shell thickness.
Вместе с тем известно, что к корпусам современных РДТТ предъявляются требования по обеспечению их ремонтопригодности после длительного хранения свыше сроков технической пригодности, в частности для проведения модернизации РДТТ.At the same time, it is known that modern solid propellant enclosures are required to ensure their maintainability after long-term storage beyond the period of technical suitability, in particular for the modernization of solid propellant rocket motors.
Корпуса существующих РДТТ выполняются в виде цилиндрической обечайки с резьбовыми соединениями, заполненными герметиком, что делает после высыхания герметика корпус неразборным и исключает возможность разборки и последующей сборки без нарушения чертежных размеров корпуса. Разборка таких РДТТ приводит к повреждению его конструктивных элементов, нарушению геометрических параметров, целостности теплозащитного покрытия и невозможности использования для повторной сборки и ремонта.The housings of the existing solid propellant motors are made in the form of a cylindrical shell with threaded joints filled with sealant, which makes the case non-separable after the sealant has dried and eliminates the possibility of disassembly and subsequent assembly without violating the drawing dimensions of the case. Dismantling of such solid propellant motors leads to damage to its structural elements, violation of geometric parameters, the integrity of the heat-shielding coating and the inability to use for reassembly and repair.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции корпуса РДТТ с уменьшенной толщиной обечайки без обеспечения возможности разборки и ремонта.Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to create a solid rocket motor housing design with a reduced shell thickness without the possibility of disassembly and repair.
Общими признаками с предлагаемым авторами устройством является наличие корпуса с цилиндрической обечайкой большого относительного удлинения, имеющей концевые резьбовые участки и ТЗП.Common features with the device proposed by the authors is the presence of a body with a cylindrical shell of large relative elongation, having end threaded sections and a joint section.
В отличие от прототипа предлагаемый авторами корпус выполнен составным с промежуточными резьбовыми участками, внутренняя поверхность обечайки снабжена клеевым подслоем с температурой деструкции ниже температуры структурных преобразований материала обечайки, причем толщина теплозащитного покрытия составляет 0,5...0,8 толщины обечайки, а торцы теплозащитного покрытия загерметизированы компаундом с добавками тугоплавких окислов.Unlike the prototype, the housing proposed by the authors is made integral with intermediate threaded sections, the inner surface of the shell is provided with an adhesive sublayer with a temperature of destruction below the temperature of structural transformations of the shell material, the thickness of the heat-shielding coating being 0.5 ... 0.8 of the thickness of the shell, and the ends of the heat-shielding coatings are sealed with a compound with the addition of refractory oxides.
Общими признаками с предлагаемым авторами способом ремонта корпуса ракетного двигателя твердого топлива является подготовка внутренней поверхности корпуса, размещение полуфабриката теплозащитного материала, представляющего собой асбестовую ткань, пропитанную связующим, формование и термообработка.Common signs with the method of repair of the solid rocket engine housing proposed by the authors is the preparation of the inner surface of the housing, the placement of a prefabricated heat-shielding material, which is an asbestos fabric impregnated with a binder, molding and heat treatment.
В отличие от прототипа в предлагаемом авторами способе ремонта корпуса ракетного двигателя твердого топлива предварительно производят разборку корпуса ракетного двигателя, удаление теплозащитного покрытия, освидетельствование составных частей корпуса, подготовку внутренней поверхности обечаек, при этом перед размещением полуфабриката теплозащитного материала на внутреннюю поверхность наносят клеевой подслой с температурой деструкции ниже температуры структурных преобразований материала обечайки, а после окончательного формования и отверждения осуществляют подрезку торцов теплозащитного покрытия и их герметизацию, затем осуществляют контроль теплозащитного покрытия, причем при площади единичного отслоения теплозащитного покрытия более 0,0012 площади теплозащитного покрытия, суммарной площади, отслоения - более 0,023 площади теплозащитного покрытия, расстоянии между отслоениями - менее 0,96 внутреннего диаметра корпуса производят удаление теплозащитного покрытия и повторное его нанесение.Unlike the prototype, in the method of repairing the solid propellant rocket engine housing proposed by the authors, the rocket engine housing is disassembled beforehand, the heat-shielding coating is removed, the body parts are inspected, the inner surfaces of the shells are prepared, and an adhesive sublayer is applied to the inner surface with a temperature destruction below the temperature of the structural transformations of the material of the shell, and after the final forms curing and trimming the ends of the thermal insulation coating and their sealing, then control the thermal insulation coating, and with the area of a single exfoliation of the thermal insulation coating more than 0.0012 the area of thermal insulation coating, the total area, peeling - more than 0.023 the area of thermal insulation coating, the distance between the delamination is less than 0 , 96 of the inner diameter of the casing, remove the thermal barrier coating and reapply it.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.These signs, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка конструкции корпуса с уменьшенной толщиной обечайки, позволяющего производить разборку и ремонт, а также обеспечить простоту ремонта и надежность работы корпуса при длительном хранении.The objective of the invention is to develop a housing design with a reduced shell thickness, allowing disassembly and repair, as well as to ensure ease of repair and reliability of the housing during long-term storage.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном корпусе, содержащем цилиндрическую обечайку большого относительного удлинения с концевыми резьбовыми участками и теплозащитное покрытие внутренней поверхности обечайки, особенность заключается в том, что корпус выполнен составным с промежуточными резьбовыми участками, внутренняя поверхность обечайки снабжена клеевым подслоем с температурой деструкции ниже температуры структурных преобразований материала обечайки, причем толщина теплозащитного покрытия составляет 0,5...0,8 толщины обечайки, а торцы теплозащитного покрытия загерметизированы компаундом с добавками тугоплавких окислов.The specified technical result during the implementation of the invention is achieved by the fact that in the known housing containing a cylindrical shell of large relative elongation with end threaded sections and a heat-protective coating of the inner surface of the shell, the feature is that the housing is made integral with intermediate threaded sections, the inner surface of the shell is provided with an adhesive sublayer with a temperature of destruction below the temperature of structural transformations of the material of the shell, and the thickness is warm the protective coating is 0.5 ... 0.8 shell thickness and the ends of the heat-sealed coating compound with additions of refractory oxides.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allow, in particular, due to:
- выполнения корпуса составным с резьбовыми промежуточными участками обеспечить разборку и сборку корпуса без нарушения чертежных размеров обечайки и возможность замены дефектного ТЗП;- execution of the housing compound with threaded intermediate sections to ensure disassembly and assembly of the housing without violating the drawing dimensions of the shell and the possibility of replacing a defective TZP;
- выполнения ТЗП толщиной 0,5...0,8 толщины обечайки обеспечить необходимую тепловую защиту корпуса и технологичность операции удаления ТЗП. Уменьшение толщины ТЗП менее 0,5 толщины обечайки приводит к ее нагреву до температур, превышающих допустимую температуру для обеспечения требования прочности. При увеличении толщины ТЗП более 0,8 толщины обечайки снижается технологичность удаления ТЗП. Поскольку основой его является асбестовая ткань, пропитанная полимеризующимся связующим, то покрытие после полимеризации имеет жесткую, трудноудаляемую структуру;- TZP with a thickness of 0.5 ... 0.8 shell thickness to provide the necessary thermal protection of the body and the manufacturability of the TZP removal operation. Reducing the thickness of the TZP less than 0.5 of the thickness of the shell leads to its heating to temperatures exceeding the permissible temperature to ensure strength requirements. With an increase in the thickness of the TZP more than 0.8 thickness of the shell decreases the manufacturability of removing the TZP. Since it is based on asbestos fabric impregnated with a polymerizable binder, the coating after polymerization has a rigid, hard to remove structure;
- применения клеевого подслоя с температурой деструкции ниже температуры структурных преобразований материала обечайки исключить механическое соединение ТЗП с обечайкой путем деструкции (разрушения) клеевого подслоя без снижения механических характеристике материала обечайки. При использовании клеевого подслоя с температурой деструкции выше температур структурных преобразований материала обечайки из-за потери прочностных характеристик дальнейшее применение корпусов по прямому назначению невозможно;- the use of an adhesive sublayer with a temperature of destruction below the temperature of structural transformations of the material of the shell to exclude the mechanical connection of TZP with the shell by the destruction (destruction) of the adhesive layer without reducing the mechanical characteristics of the material of the shell. When using an adhesive sublayer with a temperature of destruction above the temperatures of structural transformations of the material of the shell due to the loss of strength characteristics, further use of the cases for their intended purpose is impossible;
- выполнения торцов ТЗП загерметизированными, например, компаундом с добавлениями тугоплавких окислов локализовать продукты деструкции в кольцевом зазоре между обечайкой и ТЗП для обеспечения эффективного отделения ТЗП от обечайки.- execution of the ends of the TZP sealed, for example, with a compound with the addition of refractory oxides to localize the degradation products in the annular gap between the shell and the TZP to ensure the effective separation of the TZP from the shell.
Новая совокупность приемов и операций, характеризующих способ ремонта корпуса ракетного двигателя твердого топлива, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:A new set of techniques and operations characterizing the method of repairing the body of a rocket engine of solid fuel, as well as the presence of connections between them allow, in particular, due to:
- предварительной разборки корпуса ракетного двигателя, освидетельствования его составных частей, удаления теплозащитного покрытия обеспечить подготовку составных частей корпуса к ремонту и произвести отбор пригодных для дальнейшего применения деталей и сборочных единиц;- preliminary disassembly of the rocket engine housing, examination of its components, removal of the heat-protective coating to ensure the preparation of the components of the body for repair and selection of parts and assembly units suitable for further use;
- подготовки внутренней поверхности корпуса, нанесения на внутреннюю поверхность клеевого подслоя с температурой деструкции ниже температуры структурных преобразований материала обечайки перед размещением полуфабриката теплозащитного материала обеспечить требуемое качество поверхности корпуса перед нанесением ТЗП, а также предварительную фиксацию его в обечайке и возможность удаления ТЗП при ремонте;- preparing the inner surface of the body, applying an adhesive layer with a temperature of destruction below the temperature of structural transformations of the shell material before placing the prefabricated heat-shielding material on the inner surface of the shell, to ensure the required quality of the surface of the shell before applying the heat transfer material, as well as its preliminary fixation in the shell and the possibility of removing the heat-resistant material during repair;
- подрезки торцов теплозащитного покрытия и их герметизации, после окончательного формования и отверждения обеспечить формирование торцов для их надежной герметизации;- trimming the ends of the heat-protective coating and sealing them, after the final molding and curing, to ensure the formation of the ends for their reliable sealing;
- осуществления контроля теплозащитного покрытия, удаления теплозащитного покрытия и повторного его нанесения при площади единичного отслоения теплозащитного покрытия более 0,0012 площади теплозащитного покрытия, суммарной площади отслоения - более 0,023 площади теплозащитного покрытия, расстоянии между отслоениями - менее 0,96 внутреннего диаметра обечайки обеспечить требуемые температурные режимы работы корпуса РДТТ, при площади единичного отслоения теплозащитного покрытия более 0,0012 площади теплозащитного покрытия и расстоянии между отслоениями - менее 0,96 внутреннего диаметра происходит вздутие ТЗП и разрушение под воздействием газодинамических сил, при суммарной площади отслоения - более 0,023 площади теплозащитного покрытия в местах отслоения меняется характер обтекания газовым потоком, образуются совокупности отрывных рециркуляционных зон, что в итоге приводит к нарушению целостности ТЗП и его уносу газовым потоком.- monitoring the heat-shielding coating, removing the heat-shielding coating and reapplying it with a single peeling area of the heat-shielding coating of more than 0.0012 heat-shielding coatings, the total peeling area of more than 0.023 heat-shielding coatings, the distance between peeling-less than 0.96 of the inner diameter of the shell to ensure the required temperature regimes of operation of the solid-propellant solid-state housing, with the area of a single peeling of the heat-shielding coating exceeding 0.0012 the area of the heat-shielding coating and the distance between by delaminations - less than 0.96 of the internal diameter, blooming of the heat-transfer zone and destruction under the influence of gas-dynamic forces occurs, with a total delamination area of more than 0.023 the area of the heat-shielding coating in the places of delamination, the nature of the flow around the gas stream changes, sets of separated recirculation zones are formed, which ultimately leads to a violation of the integrity TZP and its entrainment by gas flow.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию "новизны".Signs that distinguish the proposed technical solution from the prototype are not identified in other technical solutions and are not known from the prior art in the process of conducting patent research, which allows us to conclude that the invention meets the criterion of "novelty."
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию "изобретательский уровень".Studying the level of technology during the patent search for all types of information available in the countries of the former USSR and foreign countries, it was found that the proposed technical solution clearly does not follow from the prior art, therefore, we can conclude that the criterion of "inventive step" is met.
Сущность изобретения заключается в том, что корпус РДТТ, содержащий цилиндрическую обечайку большого относительного удлинения с концевыми резьбовыми участками и теплозащитное покрытие внутренней поверхности обечайки согласно изобретению выполнен составным с промежуточными резьбовыми участками, внутренняя поверхность обечайки снабжена клеевым подслоем с температурой деструкции ниже температуры структурных преобразований материала обечайки, причем толщина теплозащитного покрытия составляет 0,5...0,8 толщины обечайки, а торцы теплозащитного покрытия загерметизированы компаундом с добавками тугоплавких окислов.The essence of the invention lies in the fact that the solid propellant housing containing a cylindrical shell of large relative elongation with end threaded sections and a heat-protective coating of the inner surface of the shell according to the invention is made integral with intermediate threaded sections, the inner surface of the shell is provided with an adhesive underlay with a temperature of destruction below the temperature of structural transformations of the shell material moreover, the thickness of the heat-shielding coating is 0.5 ... 0.8 the thickness of the shell, and the ends of the locomotive Barrier coatings are sealed with a compound additives of refractory oxides.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен продольный разрез корпуса ракетного двигателя твердого топлива, а на фиг.2 - поперечное сечение корпуса РДТТ, на фиг.3 - фрагмент корпуса с отслоением теплозащитного покрытия.The invention is illustrated by the drawing, in which Fig. 1 shows a longitudinal section of the body of a rocket engine of solid fuel, and in Fig. 2 is a cross section of the body of the solid propellant rocket engine, in Fig. 3 is a fragment of the body with peeling of the heat-resistant coating.
Предлагаемый корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит дно 1 обечайки 2, 3 с концевыми резьбовыми участками 4, 5, сопловой блок 6 и теплозащитное покрытие 7, торцы ТЗП, герметизированные компаундом 8, клеевой подслой 9. Толщина теплозащитного покрытия 7 - (δ2) составляет (0,5...0,8) толщины обечайки 2, 3 - (δ1). Между теплозащитным покрытием 7 и обечайкой 2, 3 показаны отслоения 10 теплозащитного покрытия, отслоения 10 расположены на расстоянии L, внутренний диаметр d обечайки.The proposed solid rocket engine housing contains a bottom 1 of a
Вышеописанное устройство работает следующим образом.The above device operates as follows.
Собранные посредством резьбовых участков 4, 5 дно 1, обечайки 2, 3, сопловой блок 6 образуют корпус РДТТ, внутри которого осуществляется процесс горения. Высокотемпературные продукты сгорания воздействуют на теплозащитное покрытие 7, скрепленное с обечайкой 2, 3 клеевым подслоем 9, и его загерметизированные торцы 8, обеспечивая нормальное функционирование РДТТ. В процессе хранения собранные РДТТ подвергаются климатическим воздействиям в течение срока технической пригодности. После истечения этого срока производятся ремонтные работы с корпусом РДТТ.The bottom 1,
Осуществление способа ремонта корпуса ракетного двигателя твердого топлива производится следующим образом.The implementation of the method of repairing the body of a rocket engine of solid fuel is as follows.
При ремонтных работах разбирают корпус за счет выполнения корпуса составным с резьбовыми промежуточными участками 4, 5 на составные детали и сборочные единицы, дно 1, обечайки 2, 3, сопловой блок 6. Для удаления теплозащитного покрытия корпус нагревают до температуры деструкции клеевого подслоя 9, но ниже температуры структурных преобразований материала обечайки 2, 3, при этом происходит разрушение клеевого подслоя 9 без потери прочностных характеристик материала обечайки 2, 3, а также интенсивное выделение продуктов деструкции клеевого подслоя 9 в зазор между обечайкой 2, 3 и ТЗП 7, вытекание которых наружу исключено благодаря загерметизированным торцам 8 ТЗП, за счет чего достигается эффективный отрыв ТЗП 7 от обечайки 2, 3. Затем ТЗП извлекается из обечайки 2, 3. За счет рационального выбора толщины ТЗП 7 обеспечивается технологичность его удаления. В процессе освидетельствования деталей и сборочных единиц производится отбор годных составных частей для подготовки к ремонту. После подготовки внутренней поверхности обечаек наносят теплозащитное покрытие, при этом перед размещением полуфабриката теплозащитного материала на внутреннюю поверхность наносят клеевой подслой 9 с температурой деструкции ниже температуры структурных преобразований материала обечайки 2, 3, а после окончательного формования и отверждения осуществляют подрезку торцов 8 теплозащитного покрытия 7 и их герметизацию, затем осуществляют контроль ТЗП, причем при площади единичного отслоения 10 теплозащитного покрытия более 0,0012 площади теплозащитного покрытия, суммарной площади отслоения - более 0,023 площади теплозащитного покрытия, расстоянии между отслоениями L - менее 0,96 внутреннего диаметра d обечайки производят удаление теплозащитного покрытия и повторное его нанесение.During repair work, the case is disassembled due to the case being made integral with threaded intermediate sections 4, 5 into components and assembly units, bottom 1,
Выполнение корпуса ракетного двигателя твердого топлива в соответствии с изобретением позволило обеспечить ремонтопригодность корпуса с уменьшенной толщиной обечайки, а также обеспечить простоту ремонта и надежность работы корпуса при длительном хранении.The execution of the housing of the rocket engine of solid fuel in accordance with the invention made it possible to ensure maintainability of the housing with a reduced shell thickness, as well as to ensure ease of repair and reliability of the housing during long-term storage.
Изобретение может быть использовано при разработке различных корпусов ракетных двигателей твердого топлива, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.The invention can be used in the development of various bodies of solid fuel rocket engines, including rockets of multiple launch rocket systems.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов ремонтнопригодных корпусов, проведением ремонтных работ корпусов ракетных двигателей твердого топлива и испытаниями опытных образцов реактивных снарядов с корпусами ракетных двигателей твердого топлива, выполненных в соответствии с изобретением.The indicated positive effect is confirmed by testing prototypes of repairable buildings, carrying out repairs of solid rocket engine bodies and testing prototypes of rockets with solid fuel rocket engines made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана технологическая конструкторская и ремонтная документация для серийного ремонта корпусов РДТТ.Currently, technological design and repair documentation has been developed for serial repair of solid propellant rocket motors.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005115961/06A RU2289717C1 (en) | 2005-05-26 | 2005-05-26 | Maintainable body of solid propellant engine and method of repair of such body |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005115961/06A RU2289717C1 (en) | 2005-05-26 | 2005-05-26 | Maintainable body of solid propellant engine and method of repair of such body |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2289717C1 true RU2289717C1 (en) | 2006-12-20 |
Family
ID=37666865
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005115961/06A RU2289717C1 (en) | 2005-05-26 | 2005-05-26 | Maintainable body of solid propellant engine and method of repair of such body |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2289717C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2553315C1 (en) * | 2013-12-04 | 2015-06-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Method to repair surface of carbon fibre reinforced plastic parts |
| RU2604540C1 (en) * | 2015-05-21 | 2016-12-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Aircraft fighting equipment compartment |
-
2005
- 2005-05-26 RU RU2005115961/06A patent/RU2289717C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ФАХРУТДИНОВ И.Х. и др. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1987, с.8-9, 153-154. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2553315C1 (en) * | 2013-12-04 | 2015-06-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Method to repair surface of carbon fibre reinforced plastic parts |
| RU2604540C1 (en) * | 2015-05-21 | 2016-12-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Aircraft fighting equipment compartment |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2995779B1 (en) | Electrical panel and corresponding manufacturing method | |
| JP2010528212A (en) | Integrated composite rocket motor dome / nozzle structure | |
| RU2289717C1 (en) | Maintainable body of solid propellant engine and method of repair of such body | |
| DE69622226T2 (en) | Hybrid composite workpieces and storey components and their manufacture | |
| WO2008094577A2 (en) | Metal/polymer laminate ducting and method of making same | |
| CN102046831B (en) | Spray coating method | |
| JP2631497B2 (en) | Pipeline for aircraft engine and method of manufacturing the same | |
| RU2662250C1 (en) | Antenna fairing | |
| US5285592A (en) | Motor case with composite overwrap and method | |
| EP2439394A1 (en) | Improved thermal insulation of rocket engines | |
| RU2064600C1 (en) | Method of formation heat-protective coating for solid-propellant rocket engine | |
| Milos et al. | Thermostructural analysis of X-34 wing leading-edge tile thermal protection system | |
| RU2536361C1 (en) | Antenna dome | |
| Shani et al. | Development of a high-performance flexible joint for thrust vector control | |
| JP3229443B2 (en) | How to assemble a rocket propulsion engine | |
| Bouquet et al. | Composite technologies development status for scramjet | |
| SCANNELL et al. | Advanced integral rocket ramjet port cover development | |
| RU2243401C1 (en) | Method to protect inner surface of rocket engine housing | |
| Fawcett et al. | Advanced 3rd stage (A3S) carbon-carbon exit cone | |
| RU2117810C1 (en) | Method of connection of end sealing collars with inner surface of rocket engines housing | |
| Depasquale et al. | Ariane 5 MPS-Propellant and thermal protection development and test results | |
| RU2095676C1 (en) | Pipe | |
| RU2187012C2 (en) | Method of testing solid propellant rocket engine | |
| RU2688128C1 (en) | Method for application of heat-insulating coating on solid fuel rocket engine body | |
| Hughes | Technical Evaluation Motor No. 7 (TEM-7) |