RU2620481C1 - Method for producing thermal barrier coating of front cover case of solid fuel rocket engine - Google Patents
Method for producing thermal barrier coating of front cover case of solid fuel rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2620481C1 RU2620481C1 RU2016119839A RU2016119839A RU2620481C1 RU 2620481 C1 RU2620481 C1 RU 2620481C1 RU 2016119839 A RU2016119839 A RU 2016119839A RU 2016119839 A RU2016119839 A RU 2016119839A RU 2620481 C1 RU2620481 C1 RU 2620481C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- barrier coating
- thermal barrier
- lid
- matrix
- front cover
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
Landscapes
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к технологии изготовления теплозащитного покрытия (ТЗП) крышки передней с кольцевой вставкой корпуса ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ).The invention relates to a technology for the manufacture of a thermal barrier coating (TZP) of a front cover with an annular insert of a solid fuel rocket engine housing (RTTT).
Известен способ изготовления изделий из эластичных, например, резиновых смесей (к которым относится нанесение теплозащитного покрытия), заключающийся в прессовании разогретого материала через литниковый канал в оформляющую полость пресс-формы (см. И.М. Буланов, В.В. Воробей. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов: Учебник для вузов. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998, стр. 165-168).A known method of manufacturing products from elastic, for example, rubber mixtures (which includes the application of heat-protective coating), which consists in pressing the heated material through the gating channel into the molding cavity of the mold (see I. M. Bulanov, V. V. Vorobey. Technology rocket and aerospace structures from composite materials: Textbook for high schools. - M .: Publishing house of MSTU named after NE Bauman, 1998, pp. 165-168).
Этот способ применим для формования большого количества малогабаритных изделий сложной геометрии. К недостаткам данного способа можно отнести небольшие размеры формуемых деталей, сложность изготовления матрицы и высокое давление внутри камеры, что неприемлемо при изготовлении теплозащитного покрытия (ТЗП) крышки передней с предварительно установленной кольцевой вставкой из композитного материала из-за возможности разрушения вставки потоками резиновой смеси, нагнетаемой в пресс-форму в один этап при давлении порядка 6,0 МПа.This method is applicable for molding a large number of small-sized products of complex geometry. The disadvantages of this method include the small size of the molded parts, the complexity of the manufacture of the matrix and the high pressure inside the chamber, which is unacceptable in the manufacture of thermal protection coating (TZP) of the front cover with a pre-installed annular insert of composite material due to the possibility of destruction of the insert by the rubber mixture being pumped into the mold in one step at a pressure of the order of 6.0 MPa.
Задачей данного изобретения является изготовление передней крышки корпуса РДТТ с обеспечением требований к геометрии наружного профиля и качеству поверхности, по монолитности и сплошности покрытия, целостности кольцевой вставки.The objective of this invention is the manufacture of the front cover of the housing of the solid propellant rocket motor with the requirements for the geometry of the outer profile and surface quality, monolithic and continuous coating, the integrity of the annular insert.
Технический результат заключается в повышении качества изготовления ТЗП передней крышки корпуса РДТТ.The technical result consists in improving the quality of manufacturing of the TZP of the front cover of the solid propellant rocket motor.
Технический результат достигается тем, что в способе изготовления теплозащитного покрытия передней крышки корпуса РДТТ, содержащей кольцевую вставку из композиционного материала, разделяющую теплозащитное покрытие на центральную и периферийные части, включающий заполнение пресс-формы с установленной в ней крышкой разогретой резиновой смесью через литниковые каналы матрицы пресс-формы. Сначала производят заполнение через направленные к центральной части крышки литниковые каналы матрицы, исключающие проход резиновой смеси к периферийной части крышки, формуя теплозащитное покрытие в центральной части крышки с посадочной поверхностью под кольцевую вставку, затем извлекают матрицу из пресс-формы и устанавливают кольцевую вставку, после чего производят заполнение через направленные к периферийной части крышки литниковые каналы другой матрицы, формуя теплозащитное покрытие остальной поверхности крышки.The technical result is achieved by the fact that in the method of manufacturing a heat-insulating coating of the front cover of the solid propellant rocket motor housing, comprising an annular insert of composite material, separating the heat-insulating coating into central and peripheral parts, including filling the mold with the lid installed therein by the heated rubber mixture through the sprue channels of the press matrix -forms. First, the matrix gates directed towards the central part of the lid are filled in, eliminating the passage of the rubber mixture to the peripheral part of the lid, forming a heat-protective coating in the central part of the lid with a seating surface under the annular insert, then the matrix is removed from the mold and the annular insert is installed, after which fill through the gate channels of another matrix directed to the peripheral part of the lid, forming a heat-protective coating of the remaining surface of the lid.
На фиг. 1 изображена крышка передняя 1 с теплозащитным покрытием 2 и установленной кольцевой вставкой 3.In FIG. 1 shows the
На фиг. 2 изображена крышка передняя 1 в пресс-форме 4 с установленной матрицей 5 для первого этапа шнекования и литниковыми каналами 6.In FIG. 2 shows the
На фиг. 3 изображена крышка передняя 1 в пресс-форме 4 с установленной матрицей 7 для второго этапа шнекования, литниковыми каналами 6 и установленной кольцевой вставкой 3.In FIG. 3 shows the
Способ осуществляют следующим образом.The method is as follows.
На предварительно подготовленную поверхность крышки передней 1 (фиг. 2) наносят систему клеев горячего отверждения. В пресс-форму 4 устанавливают крышку 1 и матрицу 5 для первого этапа шнекования. Пресс-форму 4 разогревают до температуры 90±5°C для создания оптимальных условий перетекания резиновой смеси при заполнении формы.On a pre-prepared surface of the front cover 1 (Fig. 2), a system of hot curing adhesives is applied. A
Пресс-форму 4 перемещают к шнек-прессу (на фиг. не показан) и проводят первый этап шнекования, при этом резиной заполняется центральная часть до выхода резины из литников и достижения давления 65 кгс/см2. Затем проводят режим термообработки в печи (на фиг. 2 не показана), после которого получается профильное ТЗП с отформованной поверхностью под установку кольцевой вставки 3.The
Для проведения второго этапа шнекования пресс-форму 4 извлекают из печи, частично демонтируют, устанавливают на отформованную поверхность ТЗП кольцевую вставку 3 (фиг. 3) с нанесенными на соответствующие поверхности антиадгезивом и клеями горячего отверждения.To carry out the second screwing step, the
Затем собирают пресс-форму 4 с матрицей 7 для второго этапа шнекования. После разогрева пресс-формы 4 шнекуют периферийную часть ТЗП. При выходе резины из литников шнекование прекращают. Проводят окончательную вулканизацию покрытия (термообработку в печи).Then collect the
После вулканизации получается ТЗП прочноскрепленное с поверхностью металла крышки и кольцевой вставкой, монолитное, с обеспечением целостности кольцевой вставки, с заданными требованиями к физико-механическим характеристикам и к внешнему виду наружной поверхности.After vulcanization, TZP is obtained that is solidly bonded to the surface of the metal of the lid and the annular insert, monolithic, ensuring the integrity of the annular insert, with specified requirements for physical and mechanical characteristics and the appearance of the outer surface.
Практическое применение данного метода подтвердило технологичность рассматриваемого способа изготовления ТЗП крышки передней с кольцевой вставкой, что позволяет говорить о применении передовых технологий - нанесении ТЗП в два этапа. Предложенная технология позволяет изготавливать ТЗП крышки передней корпуса РДТТ с композитными вставками с обеспечением сложного геометрического профиля покрытия, целостностью кольцевой вставки, заданными физико-механическими и адгезионными характеристиками, а также снижает трудоемкость и стоимость изготовления изделия.The practical application of this method confirmed the manufacturability of the method under consideration for the manufacture of TZP front cover with an annular insert, which suggests the use of advanced technologies - applying TZP in two stages. The proposed technology makes it possible to produce TZP of the front housing cover of solid propellant solid propellant with composite inserts providing a complex geometric coating profile, the integrity of the annular insert, the specified physicomechanical and adhesive characteristics, and also reduces the complexity and cost of manufacturing the product.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016119839A RU2620481C1 (en) | 2016-05-23 | 2016-05-23 | Method for producing thermal barrier coating of front cover case of solid fuel rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016119839A RU2620481C1 (en) | 2016-05-23 | 2016-05-23 | Method for producing thermal barrier coating of front cover case of solid fuel rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2620481C1 true RU2620481C1 (en) | 2017-05-25 |
Family
ID=58882647
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016119839A RU2620481C1 (en) | 2016-05-23 | 2016-05-23 | Method for producing thermal barrier coating of front cover case of solid fuel rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2620481C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109702934A (en) * | 2018-12-15 | 2019-05-03 | 内蒙古航天红峡化工有限公司 | A kind of Double pulse solid rocket motor unsticking layer sealing cone molding machine and method |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3866792A (en) * | 1973-03-02 | 1975-02-18 | Hercules Inc | Integral filament reinforced composite-rocket chamber/adapter |
RU2104405C1 (en) * | 1996-06-03 | 1998-02-10 | Акционерное общество "Станкомаш" | Solid-propellant rocket engine for jet projectile; method of production of polymeric composite material inserts for rocket engine nozzle assembly, mould for production of polymeric composite material inserts for rocket engine nozzle assembly |
RU2267402C1 (en) * | 2004-07-30 | 2006-01-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Method of production of a spherical plug with a flange for a rocket engine nozzle |
RU2459105C1 (en) * | 2011-03-29 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Manufacturing method of spherical plug with flange for propulsion nozzle |
-
2016
- 2016-05-23 RU RU2016119839A patent/RU2620481C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3866792A (en) * | 1973-03-02 | 1975-02-18 | Hercules Inc | Integral filament reinforced composite-rocket chamber/adapter |
RU2104405C1 (en) * | 1996-06-03 | 1998-02-10 | Акционерное общество "Станкомаш" | Solid-propellant rocket engine for jet projectile; method of production of polymeric composite material inserts for rocket engine nozzle assembly, mould for production of polymeric composite material inserts for rocket engine nozzle assembly |
RU2267402C1 (en) * | 2004-07-30 | 2006-01-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Method of production of a spherical plug with a flange for a rocket engine nozzle |
RU2459105C1 (en) * | 2011-03-29 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Manufacturing method of spherical plug with flange for propulsion nozzle |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
И.М.БУЛАНОВ и др., Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов, Москва, МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1998, стр. 165-168. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109702934A (en) * | 2018-12-15 | 2019-05-03 | 内蒙古航天红峡化工有限公司 | A kind of Double pulse solid rocket motor unsticking layer sealing cone molding machine and method |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4338070A (en) | Apparatus for molding reinforced resin products | |
JP5961747B2 (en) | Injection molding machine and corresponding manufacturing method for manufacturing multilayer plastic molded parts from a single thermoplastic | |
US4408980A (en) | Device for manufacturing closed hollow bodies in elastomeric material | |
RU2620481C1 (en) | Method for producing thermal barrier coating of front cover case of solid fuel rocket engine | |
JP3843833B2 (en) | In-mold coating mold | |
SG177652A1 (en) | Device and method for producing thick-walled plastic molded parts having reduced shrinkage sites by injection molding or embossing | |
EP2817133B1 (en) | Method for producing equipment for moulding by resin transfer | |
RU2351472C1 (en) | Press mould for flow moulding | |
CN103434100B (en) | A kind of deformation compensating mechanism | |
RU2457943C1 (en) | Mould for producing reinforced rubber articles | |
CN109228133A (en) | A kind of double-shot molding method of vehicle internal decoration seat armrest | |
JP6096151B2 (en) | Insert molded product | |
US2156396A (en) | Extrusion mold | |
RU2017102996A (en) | SUPPORT DEVICES FOR COMPOSITE PARTS | |
NZ211970A (en) | Injection moulding of phonograph records | |
RU2708732C1 (en) | Method of producing elastic collar of rocket engine body on solid fuel | |
JPH0246369B2 (en) | ||
CN109383052A (en) | A kind of moulding manufacture method of gimbaled nozzle flexible joint | |
JPS6056520A (en) | Transfer molding device | |
CN108858971A (en) | A kind of high temperature resistant liquid-state silicon gel double-shot moulding method and handheld device enclosure | |
CN204494807U (en) | There is the central heater of pressure adjusting function | |
JPH0566848B2 (en) | ||
RU2443556C2 (en) | Method of producing heated elastic moulding element | |
CN111347632A (en) | Totally closed cold runner of easy dismouting | |
JPH0761658B2 (en) | Device and method for manufacturing fiber-reinforced resin wheel |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200524 |