RU2415289C1

RU2415289C1 - Manufacturing method of inner thermal protective coating of rocket engine housing

Info

Publication number: RU2415289C1
Application number: RU2009142396/06A
Authority: RU
Inventors: Борис Анатольевич Нестеров (RU); Борис Анатольевич Нестеров; Владислав Закирович Каримов (RU); Владислав Закирович Каримов; Марина Ефимовна Волк (RU); Марина Ефимовна Волк
Original assignee: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date: 2009-11-17
Filing date: 2009-11-17
Publication date: 2011-03-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: manufacturing method of inner thermal protective coating of rocket engine housing involves layer-by-layer application of thermal protective coating layers to rigid mandrel and installation of rubber-coated flange. Then, rigid metal element with profile evenly spaced relative to the profile of ready-made item is installed on pack of materials of thermal protective coating in the zone of flange through separating layer from thin capron fabric. Rigid metal element includes two metal semi-rings enclosing the flange neck and metal ring butt joint to semi-rings. Then, curing is performed in hydroclave at heating and under pressure on the surface of the obtained pack through vacuum bag. After cooling, vacuum bag, rigid metal element and separating layer is removed.

EFFECT: higher manufacturing quality of inner thermal protective coating.

1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия (ТЗП) корпусов ракетных двигателей (РД), например, на твердом топливе (РДТТ).The invention relates to a technology for manufacturing an internal heat-shielding coating (TZP) of rocket engine cases (RD), for example, on solid fuel (RDTT).

В современном машиностроении при изготовлении внутреннего ТЗП корпуса РД на жесткую оправку наносят многослойный пакет, состоящий из отдельных заготовок, и вулканизуют его в гидростатической камере.In modern mechanical engineering, in the manufacture of internal TZP of the taxiway case, a multilayer package consisting of separate blanks is applied to a rigid mandrel and vulcanized in a hydrostatic chamber.

Известен способ изготовления внутреннего ТЗП крупногабаритных изделий из композиционных материалов, включающий послойную укладку на жесткую оправку разделительных и промежуточных слоев материала защитно-крепящего слоя (ЗКС), заготовок резин до получения заданных толщин, отверждение в гидроклаве при нагреве и под давлением, передаваемым поверхности полученного пакета через вакуумный мешок (см. Буланов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов: Учеб для вузов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1998, стр.434-438) - прототип.A known method of manufacturing an internal TZP of large-sized products from composite materials, including layer-by-layer laying on a rigid mandrel of separation and intermediate layers of material of a protective-fixing layer (ZKS), rubber blanks to obtain specified thicknesses, curing in a hydroclave when heated and under pressure transmitted to the surface of the resulting package through a vacuum bag (see Bulanov I.M., Vorobey V.V. Technology of rocket and aerospace structures from composite materials: Textbook for high schools. M: Publishing house of MSTU named after N.E. Aumann, 1998, str.434-438) - prototype.

Вакуумный мешок обеспечивает необходимую герметичность и плотный контакт с покрытием в процессе вулканизации.The vacuum bag provides the necessary tightness and tight contact with the coating during the vulcanization process.

Однако применение указанного способа для изготовления внутреннего ТЗП крупногабаритного корпуса показало, что после вулканизации на наружной поверхности покрытия в районе фланца появляются дефекты в виде гофр и наплывов, которые могут быть значительными.However, the application of this method for the manufacture of an internal TZP of a large-sized case showed that after vulcanization on the outer surface of the coating in the flange region defects appear in the form of corrugations and sagging, which can be significant.

Кроме того, препарация показала, что имеются искривления армирующих слоев капрона, входящих в состав покрытия, с выходом на поверхность.In addition, the preparation showed that there are curvatures of the reinforcing layers of nylon, which are part of the coating, with access to the surface.

Дефекты образуются в процессе вулканизации ТЗП при нагреве под давлением и последующем охлаждении.Defects are formed in the process of vulcanization of TZP during heating under pressure and subsequent cooling.

Установлено, что одним из факторов, приводящим к появлению указанных дефектов, является недостаточная жесткость резины вакуумного мешка по сравнению с давящим на пакет ТЗП пером металлического фланца.It was established that one of the factors leading to the appearance of these defects is the insufficient rigidity of the rubber of the vacuum bag in comparison with the metal flange pen pressing on the TZP package.

Наличие дефектов в виде гофр и натеков резины приводит к ухудшению качества ТЗП, а в составе корпуса - к снижению адгезионных характеристик на границе ТЗП - силовая оболочка, что недопустимо для РДТТ.The presence of defects in the form of corrugations and rubber smudges leads to a deterioration in the quality of TZP, and in the composition of the body - to a decrease in adhesion characteristics at the border of the TZP - power sheath, which is unacceptable for solid propellant.

Изобретение направлено на повышение качества изготовления внутреннего ТЗП для корпусов РД.The invention is aimed at improving the quality of manufacturing internal TZP for taxiway buildings.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе изготовления внутреннего ТЗП корпуса ракетного двигателя, включающем послойную укладку на жесткую оправку слоев теплозащитного покрытия, установку обрезиненного фланца, вулканизацию в гидроклаве при нагреве и под давлением, передаваемым поверхности полученного пакета через вакуумный мешок, на пакет материалов ТЗП в районе фланца устанавливают через разделительный слой из тонкой капроновой ткани жесткий металлический элемент с профилем, эквидистантным профилю готового изделия, представляющий из себя два металлических полукольца, охватывающие горловину фланца, и установленное встык к полукольцам металлическое кольцо, производят вулканизацию, после вулканизации и охлаждения снимают вакуумный мешок, жесткий металлический элемент и разделительный слой.The essence of the invention lies in the fact that in a method of manufacturing an internal TZP of a rocket engine body, which includes layering layers of a heat-protective coating on a rigid mandrel, installing a rubber flange, vulcanization in a hydroclave during heating and under pressure transferred to the surface of the resulting package through a vacuum bag, onto a package of materials TZP in the area of the flange is installed through the separation layer of thin nylon fabric a rigid metal element with a profile equal to the profile of the finished product, p edstavlyayuschy from two metal half-rings covering the neck of the flange, and fixed to the half-rings butt metal ring producing curing, after curing and cooling, the vacuum bag is removed, and the hard metal element separation layer.

Технический результат достигается тем, что при вулканизации ТЗП под давлением и при высокой температуре происходит постепенное сжатие пакета фланцем и имеющим эквидистантную изготавливаемой сборочной единице поверхность жестким металлическим элементом, что позволяет исключить образование на наружной поверхности теплозащитного покрытия гофр и натеков резины. Жесткий металлический элемент состоит из металлического кольца, установленного у пера фланца, и установленных на фланец с целью жесткого центрирования кольца двух полуколец, поскольку из-за конфигурации фланца (сужение горловины) цельное кольцо установить невозможно.The technical result is achieved by the fact that during the vulcanization of TPP under pressure and at high temperature, the packet is gradually compressed by the flange and the surface having a rigid metal element having an equidistant manufactured assembly unit, which eliminates the formation of corrugations and rubber smudges on the outer surface of the heat-protective coating. A rigid metal element consists of a metal ring mounted at the flange feather and two half-rings mounted on the flange in order to rigidly center the ring, since due to the configuration of the flange (neck narrowing) the whole ring cannot be installed.

Нанесение разделительного слоя из тонкой капроновой ткани позволяет исключить при вулканизации прилипание резины ТЗП к дренажным слоям и жесткому формующему элементу и облегчить процесс снятия элемента после вулканизации.The application of a separation layer of thin kapron fabric allows to eliminate during vulcanization the adhesion of rubber TZP to the drainage layers and the rigid forming element and facilitate the removal of the element after vulcanization.

На фиг.1 показана схема установки на оправку пакета исходных материалов ТЗП и технологической оснастки, на фиг.2 - вид А фиг.1.In Fig.1 shows a diagram of the installation on the mandrel of the package of raw materials TZP and technological equipment, in Fig.2 - view A of Fig.1.

Способ изготовления внутреннего ТЗП корпуса РД заключается в следующем.A method of manufacturing an internal TZP housing RD is as follows.

На жесткую оправку 1 наносят послойно пакет 2, состоящий из слоев материала защитно-крепящего слоя 3, резиновой смеси 4 и нескольких кольцевых армирующих слоев, выполненных из капроновой эластичной ткани 5, устанавливают обрезиненный фланец 6.A packet 2 is layered on a rigid mandrel 1, consisting of layers of material of a protective-fixing layer 3, a rubber mixture 4 and several annular reinforcing layers made of nylon elastic fabric 5, a rubberized flange 6 is installed.

На полученный пакет 2 наносят тонкую капроновую ткань 7, освежая поверхность пакета бензином. Затем устанавливают полукольца 8, закрепляют их у горловины фланца 6, устанавливают кольцо 9, перекрывают оправку дренажными слоями из асбестовой ткани 10, надевают вакуумный мешок 11. Оправку помещают в гидроклавную установку (не показана), ставят крышку 12, герметизируют гидроклав.A thin nylon cloth 7 is applied to the resulting packet 2, refreshing the surface of the packet with gasoline. Then half rings 8 are installed, they are fixed at the neck of flange 6, rings 9 are installed, the mandrel is closed with drainage layers of asbestos fabric 10, a vacuum bag 11 is put on. The mandrel is placed in a hydroclave unit (not shown), a cover 12 is placed, and the hydroclave is sealed.

После этого ведут режим вулканизации при температуре и давлении, закачав при помощи насоса в корпус гидроклава рабочую жидкость.After this, a vulcanization mode is carried out at a temperature and pressure, pumping a working fluid into the hydroclave body by means of a pump.

После вулканизации и охлаждения снимают крышку, вакуумный мешок, асбестовую ткань, жесткий формующий элемент, тонкую капроновую ткань, срезают облой резины у горловины фланца заподлицо с ТЗП.After vulcanization and cooling, the lid, vacuum bag, asbestos fabric, hard forming element, thin nylon fabric are removed, the rubber flush is cut off at the neck of the flange flush with the TZP.

Результаты препарации теплозащитных покрытий, изготовленных предлагаемым способом, показали отсутствие гофр, искривлений эластичной капроновой ткани и натеков резины.The results of the preparation of heat-resistant coatings made by the proposed method showed the absence of corrugations, curvatures of elastic nylon fabric and rubber stains.

Практическое применение изобретения подтвердило высокую технологичность предлагаемого способа при обеспечении требуемого качества изготовления внутреннего теплозащитного покрытия крупногабаритных корпусов ракетных двигателей.The practical application of the invention has confirmed the high adaptability of the proposed method while ensuring the required quality of manufacturing an internal heat-shielding coating for large-sized rocket engine cases.

Claims

A method of manufacturing an internal heat-shielding coating for a rocket engine case, including layering layers of a heat-shielding coating on a rigid mandrel, installing a rubber flange, vulcanization in a hydroclave when heated and under pressure transmitted to the surface of the resulting packet through a vacuum bag, characterized in that for the heat-insulating coating material packet in in the area of the flange, a rigid metal element with a profile equidistant to the th of the finished product, which is two metal half rings covering the neck of the flange, and a metal ring installed end-to-end to the half rings, they cure, after cooling they remove the vacuum bag, the rigid metal element and the separation layer.