RU2539939C1 - Fabrication of rocket engine charge igniter body from composites and its structure - Google Patents
Fabrication of rocket engine charge igniter body from composites and its structure Download PDFInfo
- Publication number
- RU2539939C1 RU2539939C1 RU2013154934/06A RU2013154934A RU2539939C1 RU 2539939 C1 RU2539939 C1 RU 2539939C1 RU 2013154934/06 A RU2013154934/06 A RU 2013154934/06A RU 2013154934 A RU2013154934 A RU 2013154934A RU 2539939 C1 RU2539939 C1 RU 2539939C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- thread
- shell
- fabric
- prepreg
- design
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной твердотопливной техники и может быть использовано в конструкциях узлов воспламенения зарядов в качестве корпуса воспламенителя, расположенного в камере сгорания двигателя, а также применено (как способ) при изготовлении других конструктивно сложных малогабаритных изделий из волокнистых композиционных материалов, представляющих собой сочетание разнотипных конструктивных элементов, в виде обечайки с плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой.The invention relates to the field of solid propellant rocket engineering and can be used in the construction of charge ignition units as an igniter body located in the engine combustion chamber, and is also used (as a method) in the manufacture of other structurally complex small-sized products from fibrous composite materials, which are a combination of different types structural elements, in the form of a shell with a flat bottom on one side and a free end with an internal thread closed by a removable Tutu, on the other.
Известен способ изготовления оболочки по патенту №2174467 и ее конструкция, включающий поэлементное изготовление ее составных частей в виде шпангоутов и стрингеров в формах и на оправке с определенным расположением направления выкладки с последующей установкой изготовленных элементов на клей в местах соединения при включении их в оболочку. То есть данное изобретение касается конструкций оболочечно-каркасного типа, сохраняющих стабильность размеров в меняющемся температурном поле при значительных осевых нагрузках, например корпусов телескопов.A known method of manufacturing a shell according to patent No. 2174467 and its design, including the element-wise manufacturing of its components in the form of frames and stringers in molds and on a mandrel with a specific arrangement of the laying direction with the subsequent installation of the manufactured elements on the glue at the junction points when they are included in the shell. That is, this invention relates to shell-frame-type structures that maintain dimensional stability in a changing temperature field at significant axial loads, for example, telescope housings.
Но такая технология и конструктивное решение касаются только оболочек и не могут быть использованы для изделий, работающих при внутреннем давлении.But such a technology and constructive solution apply only to shells and cannot be used for products operating under internal pressure.
Известны способы изготовления и конструкции корпусов сосудов давления из композиционных материалов по патентам на изобретения №№2319061, 2441798, заключающиеся в намотке композиционного материала на оправку с различным чередованием характера и количества слоев нитяного армирующего материала.Known methods for the manufacture and design of pressure vessel bodies made of composite materials according to the invention patents No. 2319061, 2441798, which consist in winding the composite material onto a mandrel with different alternating character and number of layers of the reinforcing material.
Эти способы позволяют эффективно использовать в конструкции физико-механические характеристики материалов. Но они применимы при изготовлении относительно больших корпусов как сосудов давления типа тел вращения с плавными переходами поверхностей.These methods make it possible to effectively use the physical and mechanical characteristics of materials in the design. But they are applicable in the manufacture of relatively large bodies as pressure vessels such as bodies of revolution with smooth transitions of surfaces.
Известны также способы изготовления изделий намоткой ткани на цилиндрическую оправку и поперечно-продольной намоткой ленты на цилиндрическую оправку с переходом на коническую часть ее (И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников. «Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива». М.: Машиностроение, 1987, с. 106-108).There are also known methods of manufacturing products by winding fabric on a cylindrical mandrel and transverse longitudinal winding of a tape on a cylindrical mandrel with a transition to its conical part (I.Kh. Fakhrutdinov, A.V. Kotelnikov. “Design and design of solid fuel rocket engines.” M. : Engineering, 1987, pp. 106-108).
Но форма получаемых изделий ограничивается только данным видом поверхности без оформления каких-либо других элементов оболочек с резкими переходами - плоских донышек, резьб и др.But the shape of the products obtained is limited only to this type of surface without the design of any other shell elements with sharp transitions - flat bottoms, carvings, etc.
Известно также устройство по патенту на изобретение №2127821, представляющее собой один из вариантов конструкции неразрушаемого корпуса воспламенителя из металла и, соответственно, выполняемое известными способами переработки металлов.The device according to the invention patent No. 2127821 is also known, which is one of the design options for an indestructible igniter body made of metal and, accordingly, performed by known metal processing methods.
Оно представляет собой собственно корпус с цилиндрической камерой для размещения воспламенительного состава с плоским донышком с одной стороны и насадком с сопловыми отверстиями - с другой.It is actually a case with a cylindrical chamber for placing the igniter composition with a flat bottom on one side and a nozzle with nozzle holes on the other.
Данное устройство является наиболее близким по конструкции и выбрано прототипом. Но оно обладает всеми недостатками устройств, выполненных из металла и применяемых в рассматриваемой области техники: сложность конструкции, значительная масса, сложность и трудоемкость способа изготовления ее - обработка прочных и жаростойких металлов резанием с обеспечением высокой точности.This device is the closest in design and selected as a prototype. But it has all the shortcomings of devices made of metal and used in the considered field of technology: the complexity of the design, significant weight, complexity and the complexity of the method of manufacturing it - processing of durable and heat-resistant metals by cutting with high accuracy.
Задачей предлагаемого изобретения является создание простого и технологичного способа изготовления корпуса воспламенителя из композиционных материалов с его разнотипными элементами за единый цикл и легкой, простой и компактной его конструкции, удобной для использования по месту применения.The objective of the invention is the creation of a simple and technologically advanced method of manufacturing the igniter body from composite materials with its heterogeneous elements in a single cycle and its light, simple and compact design, convenient for use at the place of application.
Существенными признаками способа, обеспечивающими достижение этой цели, являются:The essential features of the method for achieving this goal are:
- в части простоты и технологичности общего его выполнения ведение процесса изготовления всех разнотипных элементов оболочки в целом из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки, а подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела;- in terms of simplicity and manufacturability of its overall implementation, conducting the manufacturing process of all heterogeneous shell elements as a whole from the amount of prepreg of easily deformable fabric, calculated for each sequentially performed technological redistribution, with the location of the reinforcing fibers at an angle of roll-on to the mandrel with the required number of repetition cycles it to the estimated diameter of the shell, and the heated surface has a relief corresponding to changes in diameters corrections at a length equal to the length of the fabric prepreg when performing this technological redistribution;
- в части оформления отдельных важных элементов оболочки ведение процесса формирования резьбы оболочки продавливанием технологической нитью расчетного для этой операции количества слоев ткани в канавки резьбы оправки с распространением на цилиндрическую часть ее и оформления донышка - продавливанием этой же ткани в зазор между предварительно установленной закладной деталью с торцовой плоской поверхностью и оформляющей втулкой оправки, определяющей общую толщину донышка, прочным гибким элементом путем создания равномерного кольцевого давления с последующим удалением гибкого элемента в процессе фиксирования достигнутого положения ткани технологической нитью или сохранением гибкого элемента в конструкции, причем продавливание ткани нитью в течение всего процесса осуществляют при сохранении первоначально выбранного натяжения.- in terms of the design of certain important elements of the shell, the process of forming the thread of the shell by forcing the technological thread of the number of layers of fabric calculated for this operation into the grooves of the mandrel thread and extending to the cylindrical part and shaping the bottom is conducted by forcing the same fabric into the gap between the pre-installed embedded part with the end a flat surface and a forming sleeve of the mandrel, which determines the total thickness of the bottom, a durable flexible element by creating uniform rings pressure with the subsequent removal of the flexible element in the process of fixing the achieved position of the fabric with a technological thread or preserving the flexible element in the structure, moreover, the fabric is pressed by the thread during the entire process while maintaining the initially selected tension.
Другими существенными признаками способа изготовления в развитие первых являются:Other significant features of the manufacturing method in the development of the former are:
- размягчение перед оформлением резьбы и донышка препрега ткани в этих зонах на оправке растворителем, совместимым со связующим препрега;- softening before making the thread and the bottom of the fabric prepreg in these areas on the mandrel with a solvent compatible with the binder of the prepreg;
- заполнение конструкционной нитью канавок резьбы и донышка до наружного диаметра их после продавливания ткани технологической нитью;- filling the grooves of the thread and the bottom with structural thread to their outer diameter after forcing the fabric with technological thread;
- выравнивание перед оформлением теплозащитного покрытия на всей длине оболочки перепадов диаметров предыдущих сформированных слоев путем дополнительной закатки ткани в этих зонах.- alignment before the design of the heat-protective coating along the entire length of the shell of the diameter differences of the previous formed layers by additional rolling of the fabric in these areas.
Существенным признаком конструкции корпуса воспламенителя в части обеспечения легкости, простоты и компактности его и удобства применения является выполнение внутренней части цилиндрической оболочки из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом с включением в состав внутренней резьбы кольцевых слоев формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны.An essential feature of the design of the igniter body in terms of ensuring its lightness, simplicity and compactness and ease of use is the implementation of the inner part of the cylindrical shell from the design, structurally combining the thread and the bottom, the number of layers of the prepreg of easily deformable fabric with the location of the reinforcing fibers at an angle with the inclusion of the internal thread annular layers of the thread forming its profile with its extension to the cylindrical part and the bottom, decorated with an embedded part with a flat surface rts from the side of the internal volume and a threaded shank from the outside.
Другими существенными признаками конструкции являются:Other significant design features are:
- введение в конструкцию кольцевых слоев нити до полного заполнения ими канавок резьбы и донышка;- introduction to the design of the annular layers of the thread until they completely fill the grooves of the thread and the bottom;
- выполнение теплозащитного покрытия также из препрега легко деформируемой ткани с частичным внедрением его в канавки резьбы и донышко в пределах деформации ранее выполненных кольцевых слоев нити.- performing a heat-shielding coating also from a prepreg of easily deformable fabric with its partial introduction into the grooves of the thread and the bottom within the deformation of previously made annular layers of thread.
Предлагаемый способ изготовления корпуса воспламенителя и его конструкция поясняются чертежами.The proposed method of manufacturing the igniter body and its design are illustrated by drawings.
На фиг. 1 представлена схема осуществления предложенного способа (общий вид); на фиг. 2 - схема закатки препрега ткани (сечение А-А на фиг. 1) при выполнении различных групп слоев оболочки; на фиг. 3 представлена схема пооперационного выполнения оболочки, включая внутреннюю часть с резьбой и донышком; на фиг. 4 - схема утяжки слоев внутренней части оболочки при оформлении донышка (сечение Б-Б на фиг. 3); на фиг. 5 представлена конструкция изделия.In FIG. 1 shows a diagram of the implementation of the proposed method (General view); in FIG. 2 is a diagram of seaming a fabric prepreg (section AA in FIG. 1) when performing various groups of shell layers; in FIG. 3 shows a diagram of the operational execution of the shell, including the internal part with thread and bottom; in FIG. 4 is a diagram of the tightening of the layers of the inner part of the shell during the design of the bottom (section BB in Fig. 3); in FIG. 5 shows the design of the product.
Сущность предложенного способа заключается в следующем.The essence of the proposed method is as follows.
Перед проведением процесса изготовления производится сборка оправки 1 (фиг. 1) с внутренним стержнем 2, оформляющей втулкой 3 со стяжным болтом 4 и ограничительными фланцами 5.Before carrying out the manufacturing process, the
При сборке в комплект оправки устанавливается закладная деталь 6 с резьбовым хвостовиком, входящая впоследствии в состав донышка оболочки. После установки закладная деталь 6 вместе с оформляющей втулкой 3 фиксируется стяжным болтом 4.When assembling, the set of mandrels is installed embedded
Параллельно со сборкой оправки или в любой другой последовательности, определенной технологическим процессом, производится раскрой препрега ткани 7 (фиг. 2) с требующимися для изготовления оболочки размерами и расположением армирующих волокон под углом и его укладка на подогреваемую поверхность 8 (фиг. 1, 2) для размягчения перед закаткой на оправку в количестве, необходимом для выполнения каждой проводимой операции.In parallel with the assembly of the mandrel or in any other sequence determined by the technological process, the
Изготовление оболочки 9 начинается с оформления ее внутренней части 10, включая резьбу 11 (фиг. 1, 3) и плоское донышко 12 в совокупности с закладной деталью 6. Сначала для оформления внутренней части ее производится укладка первой расчетной группы слоев препрега на подогреваемую поверхность 8 (фиг. 1, 2), рельеф которой в данном случае соответствует перепаду диаметров оправки в начале закатки с постепенным уменьшением его до выравнивания с максимальным диаметром - диаметром резьбы. А после размягчения препрега производится закатка его на оправку 1 (фиг. 1, 2) с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее на этой подогреваемой поверхности 8.The manufacture of the
Оформление внутренней резьбы 11 (фиг. 1, 3) и донышка 12 осуществляется путем продавливания прочной технологической нитью 13 первой расчетной группы слоев препрега, закатанной на оправку, в канавки резьбы 11 с распространением ее на цилиндрическую часть оправки 1 и в зазор между предварительно установленной на оправку закладной деталью 6 и оформляющей втулкой 3 оснастки (фиг. 1, 3). При этом перед оформлением резьбы и донышка производят размягчение препрега ткани в этих зонах растворителем, совместимым со связующим препрега, а продавливание ткани при оформлении донышка предварительно производят путем создания равномерного кольцевого давления прочным гибким элементом 14 (фиг. 4) в виде петли с приложением растягивающих усилий к его концам с последующим удалением гибкого элемента в процессе фиксирования достигнутого положения ткани технологической нитью 13 или сохранением его в конструкции при совместимости материалов.The internal thread 11 (Fig. 1, 3) and the
Кроме того, продавливание и фиксирование ткани технологической нитью в течение всего процесса осуществляют при сохранении первоначально выбранного натяжения.In addition, the punching and fixing of the fabric with technological thread during the entire process is carried out while maintaining the initially selected tension.
После этого производят заполнение канавок резьбы и зазора в зоне донышка конструкционной нитью 15 до наружного диаметра этих элементов.After this, the grooves of the thread and the gap in the bottom zone are filled with
Затем производят выравнивание перепадов диаметров (слои 16 на фиг. 3) теперь уже полученной заготовки до максимального (в зоне резьбы) и формирование также закаткой теплозащитного покрытия 17 (фиг. 3) на всей поверхности оболочки.Then, the differences in diameters are equalized (
При проведении всех операций закатки препрега ткани ограничительные фланцы 5 (фиг. 1, 3) обеспечивают ориентацию оправки относительно подогреваемой поверхности 8.During all operations of seaming the prepreg fabric restrictive flanges 5 (Fig. 1, 3) provide the orientation of the mandrel relative to the heated
А в завершение процесса производится обмотка полученной заготовки термоусадочным материалом и термообработка заготовки. При этом происходит частичное внедрение ткани в канавки резьбы и донышко в пределах деформации ранее заполненных кольцевых слоев нити.And at the end of the process, the resulting workpiece is wrapped with heat-shrink material and the workpiece is heat treated. In this case, the tissue partially penetrates into the grooves of the thread and the bottom within the deformation of the previously filled annular layers of the thread.
Конструкция изделия сложной формы - корпуса воспламенителя - состоит из цилиндрической оболочки 9 (фиг. 5) с наружным теплозащитным покрытием 17 и плоским донышком 12 с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой 11, закрытым съемным колпачком 18, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения.The design of the product of complex shape - the igniter body - consists of a cylindrical shell 9 (Fig. 5) with an external heat-
Внутренняя часть 10 оболочки 9 (фиг. 5) выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом.The
Оболочка имеет в составе внутренней резьбы 11 кольцевые слои формирующей ее профиль технологической нити 13, которая распространена на цилиндрическую часть оболочки и включена также в состав донышка с предварительно установленной в него закладной деталью 6 с резьбовым хвостовиком.The shell has in the composition of the
Поверх технологической нити 13 в канавки резьбы 11 и донышко 12 введены кольцевые слои конструкционной нити 15 с распространением ее также на цилиндрическую поверхность.On top of the
В окончательном виде после обжатия термоусадочным материалом при термообработке слои препрега ткани из теплозащитного покрытия будут частично внедрены в канавки резьбы и донышко в пределах деформации кольцевых слоев нити.In the final form, after crimping with heat-shrinkable material during heat treatment, the fabric prepreg layers from the heat-protective coating will be partially embedded in the grooves of the thread and the bottom within the deformation of the annular layers of the thread.
Таким образом, предложенный способ позволяет получить конструкцию в соответствии с функциональным назначением и рациональным конструктивно-технологическим выполнением ее, а сама конструкция также является рациональной с большой степенью унификации применяемых материалов и технологических процессов при ее изготовлении.Thus, the proposed method allows to obtain a design in accordance with the functional purpose and rational structural and technological implementation of it, and the design itself is also rational with a large degree of unification of the materials and technological processes used in its manufacture.
С использованием предложенного способа было изготовлено несколько экземпляров опытных образцов конструкции корпуса воспламенителя. Гидравлическими испытаниями была подтверждена их прочность при давлении до 180 кгс/см2, а стендовыми испытаниями в составе двигателя - их работоспособность в условиях давления и эрозионного уноса от воздействия высокотемпературного газового потока.Using the proposed method, several prototypes of the igniter body design were made. Hydraulic tests confirmed their strength at pressures up to 180 kgf / cm 2 , and bench tests as part of the engine - their performance under pressure and erosion from the effects of high-temperature gas flow.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154934/06A RU2539939C1 (en) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Fabrication of rocket engine charge igniter body from composites and its structure |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154934/06A RU2539939C1 (en) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Fabrication of rocket engine charge igniter body from composites and its structure |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2539939C1 true RU2539939C1 (en) | 2015-01-27 |
Family
ID=53286695
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013154934/06A RU2539939C1 (en) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Fabrication of rocket engine charge igniter body from composites and its structure |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2539939C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2611115C1 (en) * | 2015-10-05 | 2017-02-21 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Solid fuel grain igniter from composite materials |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3731629A (en) * | 1971-01-27 | 1973-05-08 | Us Army | Temperature discriminating dual igniter rocket ignition system |
| US4110977A (en) * | 1977-06-13 | 1978-09-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Pyrogen igniter ramjet ignition system |
| EP0323247B1 (en) * | 1987-12-29 | 1993-05-12 | Thiokol Corporation | Filament winding of case onto solid propellant grain |
| RU2208695C2 (en) * | 2001-08-29 | 2003-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Solid propellant charge |
| RU2453720C1 (en) * | 2010-12-30 | 2012-06-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Production of thermal protection coat |
-
2013
- 2013-12-10 RU RU2013154934/06A patent/RU2539939C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3731629A (en) * | 1971-01-27 | 1973-05-08 | Us Army | Temperature discriminating dual igniter rocket ignition system |
| US4110977A (en) * | 1977-06-13 | 1978-09-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Pyrogen igniter ramjet ignition system |
| EP0323247B1 (en) * | 1987-12-29 | 1993-05-12 | Thiokol Corporation | Filament winding of case onto solid propellant grain |
| RU2208695C2 (en) * | 2001-08-29 | 2003-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Solid propellant charge |
| RU2453720C1 (en) * | 2010-12-30 | 2012-06-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Production of thermal protection coat |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2611115C1 (en) * | 2015-10-05 | 2017-02-21 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Solid fuel grain igniter from composite materials |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3360826A (en) | Device for forming a socket at the end of a pipe | |
| EP2977166B1 (en) | A shape memory alloy mandrel and a method using it | |
| WO2007092305A3 (en) | Method and mold for making non-metallic fiber reinforced parts | |
| CN105389433B (en) | 12 right-angle cross-section thin walled beam crush characteristics analysis methods of composite parcel | |
| RU2539939C1 (en) | Fabrication of rocket engine charge igniter body from composites and its structure | |
| CN107848157A (en) | The application of core system, core system in fibre-composite component is manufactured and the method for manufacturing fibre-composite component | |
| KR20130024964A (en) | Conformable braid | |
| US3365786A (en) | Method of manufacturing a multiwalled pressure vessel | |
| CN208680332U (en) | A kind of thin walled aperture cylindrical component flaring sizing die | |
| CN106077419B (en) | A kind of generator guard ring jumping-up bulging composite strengthening method | |
| DK2988923T3 (en) | PROCEDURE FOR MANUFACTURING A COMPOSITION TUBE | |
| US7418904B2 (en) | Inert ballistic element and process of manufacture | |
| RU2514980C1 (en) | Reinforced shell of laminar composite for inner pressure | |
| Krysiak et al. | Identification of strains in a multilayer composite pipe | |
| FR2704280A1 (en) | Strain suppression system in a solid fuel rocket engine. | |
| RU2504471C1 (en) | Collapsible mandrel | |
| KR102105652B1 (en) | Wire-reinforced metallic tube manufactured by hydroforming process, and apparatus and method for manufacturing the same | |
| RU2655273C1 (en) | Metal composite lighting pole and method of its production | |
| RU2337087C1 (en) | Method of solid ballistite propellant blank manufacture and device to implement it | |
| RU2624384C1 (en) | Manufacture method for destructible cover of launching tube containing spherical segment | |
| GB2222653A (en) | Hollow tubular structures of fibre reinforced plastics material and method for their production | |
| RU2285848C2 (en) | Method for manufacture of laminated power membrane with annular corrugation | |
| RU2387894C1 (en) | All-metal silent block and procedure for its fabrication | |
| RU2568522C1 (en) | Pipe for jet-propelled projectiles launching | |
| AU2002301030B9 (en) | Moulding of Hollow Items |