RU2668516C1 - Solid-propellant rocket engine housing - Google Patents
Solid-propellant rocket engine housing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2668516C1 RU2668516C1 RU2017130754A RU2017130754A RU2668516C1 RU 2668516 C1 RU2668516 C1 RU 2668516C1 RU 2017130754 A RU2017130754 A RU 2017130754A RU 2017130754 A RU2017130754 A RU 2017130754A RU 2668516 C1 RU2668516 C1 RU 2668516C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ring
- holes
- flange
- heat
- tzp
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 14
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 25
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 15
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 7
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 abstract description 7
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 230000032798 delamination Effects 0.000 description 9
- 239000011551 heat transfer agent Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 2
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 238000006116 polymerization reaction Methods 0.000 description 1
- 239000012720 thermal barrier coating Substances 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
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
- F02K9/343—Joints, connections, seals therefor
-
- 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
- F02K9/346—Liners, e.g. inhibitors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Paints Or Removers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) из композиционных материалов.The invention relates to the field of mechanical engineering and can be used in the construction of solid-propellant rocket engines (solid propellant rocket engine) hull structures made of composite materials.
Известен корпус РДТТ из композиционных материалов, содержащий силовую оболочку с фланцами, установленными по полюсным отверстиям днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием (ТЗП) из резиноподобного (эластомерного) материала с кольцами в торцевых частях ТЗП у центральных отверстий фланцев (Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе. / Под общ. ред. чл.-корр. Российской академии наук, д-ра техн. наук, проф. Л.Н. Лаврова. -М., Машиностроение, 1993. - 215 с, ил.; стр. 62, рис. 2.19). Там же показана конструкция торцевой части ТЗП в виде отдельного неметаллического кольца, скрепленного с основным массивом ТЗП практически встык.A well-known solid propellant rocket motor housing made of composite materials containing a power shell with flanges installed along the pole openings of the bottoms, lined from the inside with a heat-protective coating (TZP) made of rubber-like (elastomeric) material with rings in the end parts of the TZP at the central holes of the flanges (Designs of solid propellant rocket engines. / Under the General Editor’s Corresponding Member of the Russian Academy of Sciences, Doctor of Technical Sciences, Professor L.N. Lavrov. -M., Mechanical Engineering, 1993. - 215 p., Ill .; p. 62, fig. . 2.19). The design of the end part of the TZP in the form of a separate non-metallic ring, bonded to the main array of the TZP practically end-to-end, is also shown there.
Недостатком указанного решения является склонность к отслоениям ТЗП от кольца в условиях эксплуатации изделия в расширенном диапазоне циклических знакопеременных температурных нагрузок. Отслоения обусловлены различными коэффициентами температурного расширения материалов ТЗП и кольца, в результате чего по контактирующим с ТЗП поверхностям кольца возникают сдвиговые усилия, приводящие к отслоению ТЗП от кольца. Аналогично при полимеризации ТЗП вследствие различия деформационных характеристик материалов ТЗП и кольца по контактирующим с ТЗП поверхностям кольца возникают сдвиговые усилия, приводящие к отслоению ТЗП от кольца.The disadvantage of this solution is the tendency to delaminate TZP from the ring during operation of the product in an extended range of cyclic alternating temperature loads. The delamination is due to different coefficients of thermal expansion of the materials of the heat-transfer agent and the ring, as a result of which shear forces arise on the surfaces of the ring in contact with the heat-resisting substance, leading to the delamination of the heat-transfer agent from the ring. Similarly, during the polymerization of TZP due to the difference in the deformation characteristics of the materials of the TZP and the ring along the surfaces of the ring in contact with the TZZ, shear forces arise, which lead to the delamination of the TZP from the ring.
Известен корпус РДТТ из композиционных материалов, содержащий силовую оболочку с фланцами, расположенными в полюсных отверстиях днищ, облицованную изнутри теплозащитным покрытием, с кольцами из композиционного материала в своих торцевых частях у центральных отверстий фланцев, в котором со стороны внутренней поверхности, по меньшей мере, в одном из фланцев выполнены расположенные по соосной фланцу окружности ряд глухих резьбовых отверстий, а в кольце - соосные с отверстиями фланца сквозные отверстия с зенковочными поверхностями с внутренней стороны, в которых расположены винты, ввернутые во фланец без выступания за поверхность кольца и закрытые материалом теплозащитного покрытия (патент РФ №2533594). Данная конструкция принята за прототип.A well-known solid propellant composite housing made of composite materials containing a power shell with flanges located in the pole holes of the bottoms, lined with a heat-insulating coating from the inside, with rings of composite material in their end parts at the central holes of the flanges, in which at least one of the flanges has a number of blind threaded holes located along a coaxial circle flange, and through holes with countersink surfaces with an internal enney hand, in which there are screws screwed into the flange without projecting beyond the surface of the ring closed material and a thermal barrier coating (RF Patent №2533594). This design is taken as a prototype.
Недостатком такой конструкции является то, что при работе изделия в условиях высокого внутреннего давления из-за высокой деформативности корпусов из композиционных материалов возникает эффект «сползания» силовой оболочки корпуса с фланца. Силовая оболочка корпуса, которая за пределами фланца прочно скреплена с ТЗП днища корпуса, увлекает его за собой, вызывая в нем значительные деформации. Кольцо посредством винта прочно скреплено с фланцем и остается в первоначальном положении. В результате этого по контактирующим с ТЗП поверхностям кольца возникают сдвиговые усилия, приводящие к отслоениям ТЗП от кольца.The disadvantage of this design is that when the product is operated under conditions of high internal pressure, due to the high deformability of the cases made of composite materials, the effect of “sliding” of the case's power shell from the flange arises. The power shell of the housing, which is firmly bonded to the bottom plate of the housing outside the flange, carries it along with it, causing significant deformations in it. The ring is firmly fastened to the flange by means of a screw and remains in its original position. As a result of this, shear forces occur on the surfaces of the ring in contact with the TZP, leading to delamination of the TZP from the ring.
Наличие отслоений ТЗП от кольца является причиной того, что горячие продукты сгорания заполняют зазоры между кольцом и ТЗП и оставшегося на фланце ТЗП становится недостаточно для штатной работы изделия.The presence of delamination TZP from the ring is the reason that hot combustion products fill the gaps between the ring and TZP and remaining on the flange of the TZP becomes insufficient for the regular operation of the product.
Технической задачей настоящего изобретения является разработка простого по конструкции и технологичного в изготовлении корпуса РДТТ с обеспечением надежности при изготовлении и эксплуатации.The technical task of the present invention is the development of a simple in design and manufacturable in the manufacture of solid propellant rocket motors with reliability in the manufacture and operation.
Технический результат заключается в повышении надежности конструкции корпуса за счет организации физических поперечных связей между разобщенными элементами ТЗП, находящимися по разные стороны кольца, исключающих возникновение и развитие отслоений по контактирующим поверхностям кольца и теплозащитного покрытияThe technical result consists in increasing the reliability of the housing design due to the organization of physical transverse connections between the disconnected elements of the transformer substation located on opposite sides of the ring, eliminating the occurrence and development of delamination along the contacting surfaces of the ring and heat-protective coating
Технический результат достигается тем, что в корпусе РДТТ из композиционных материалов, содержащем днище с жестким металлическим фланцем, расположенным в центральном отверстии днища, облицованный изнутри теплозащитным покрытием из резиноподобного материала с кольцом из композиционного материала в своей торцевой части у центрального отверстия фланца, во фланце со стороны его внутренней поверхности выполнены расположенные по соосной фланцу окружности ряд глухих резьбовых отверстий, а в кольце - соосные с отверстиями фланца сквозные отверстия с внутренней стороны, в которых расположены винты, ввернутые во фланец, в кольце между сквозными отверстиями, в которых расположены винты, равномерно выполнены сквозные отверстия, причем сквозные отверстия заполнены материалом теплозащитного покрытия, образуя с последним единое целое.The technical result is achieved by the fact that in the solid propellant material housing made of composite materials containing a bottom with a rigid metal flange located in the central hole of the bottom, lined from the inside with a heat-protective coating of rubber-like material with a ring of composite material in its end part at the central hole of the flange, in the flange with a number of blind threaded holes located along the coaxial flange of the circle are made on the sides of its inner surface, and in the ring, through holes coaxial with the flange holes Verstov on the inside, in which there are screws screwed into the flange in the ring between the through-holes in which screws are arranged, uniformly formed through-holes, the through holes are filled with heat-resistant coating material, forming with the latter integrally.
Задача решается за счет того, что в кольце между сквозными отверстиями, в которых расположены винты крепления кольца к фланцу, дополнительно равномерно выполнены сквозные отверстия, заполненные материалом ТЗП.The problem is solved due to the fact that in the ring between the through holes, in which the screws of the ring are attached to the flange, the through holes are additionally uniformly made through the holes filled with the material TZP.
При этом между материалом ТЗП, находящегося внутри отверстий кольца, и ТЗП, расположенным по внешнему контуру кольца, организованы физические поперечные связи. Создаются «замки» замыкания ТЗП по внешнему контуру кольца, что исключает возникновение и развитие отслоений по контактирующим с ТЗП поверхностям кольца.In this case, between the material TZP located inside the holes of the ring, and TZP located on the outer contour of the ring, organized physical cross-links. “Locks” of the closure of the TZP along the outer contour of the ring are created, which eliminates the occurrence and development of delamination along the surfaces of the ring in contact with the TZP.
Равномерность расположения замковых отверстий диктуется необходимостью осуществления симметричной картины нагружения «замков» в целях исключения перенапряжения отдельных связей.The uniformity of the location of the lock holes is dictated by the need to implement a symmetrical loading pattern of the “locks” in order to avoid overvoltage of individual bonds.
На фиг. 1 показано сечение заднего днища корпуса в зоне соединения элемента ТЗП - кольцо с фланцем по отверстию, с установленным винтом.In FIG. 1 shows a cross section of the rear bottom of the housing in the zone of connection of the TZP element - a ring with a flange along the hole, with the screw installed.
На фиг. 2 сечение заднего днища корпуса в зоне соединения ТЗП с кольцом по сквозному отверстию, заполненному материалом ТЗП.In FIG. 2 is a cross-section of the rear bottom of the housing in the zone of connection of the TZP with the ring through a through hole filled with TZP material.
На фиг. 3 показано сечение зоны соединения кольца с теплозащитным материалом (сечение А-А на фиг. 1) с чередующимися сквозными отверстиями, заполненными материалом ТЗП и винтами крепления.In FIG. Figure 3 shows a cross section of the zone of connection of the ring with heat-shielding material (section AA in Fig. 1) with alternating through holes filled with material TZP and fastening screws.
Корпус РДТТ из композиционных материалов, содержащий днище 1 с жестким металлическим фланцем 2, расположенным в центральном отверстии днища, облицованный изнутри теплозащитным покрытием 3 из резиноподобного материала. В торцевой части ТЗП у центрального отверстия фланца установлено кольцо 4 из композиционного материала. Во фланце со стороны его внутренней поверхности выполнены расположенные по соосной фланцу окружности ряд глухих резьбовых отверстий 5, а в кольце - соосные с отверстиями фланца выполнены сквозные отверстия 6, в которых расположены винты 7, ввернутые во фланец. В кольце 4 между сквозными отверстиями 6, в которых расположены винты 7, равномерно выполнены сквозные гладкие отверстия 8, заполненные материалом теплозащитного покрытия 3, образуя с последним единое целое.The housing of the solid propellant rocket engine made of composite materials, comprising a
Элементы конструкции взаимодействуют следующим образом. При горении твердого топлива в двигателе под действием внутреннего давления корпус РДТТ находится в сложном напряженно-деформированном состоянии, характеризующемся изменением своих геометрических характеристик, в том числе ТЗП, по отношению к исходным геометрическим параметрам. В результате такого действия между силовой оболочкой корпуса и фланцем происходит сдвиг ТЗП в меридиональном направлении, возникает вероятность отслоения ТЗП от кольца.The structural elements interact as follows. When burning solid fuel in the engine under the influence of internal pressure, the solid propellant rocket motor housing is in a complex stress-strain state, characterized by a change in its geometric characteristics, including the TZ, with respect to the initial geometric parameters. As a result of this action, between the power shell of the housing and the flange there is a shift of the TZP in the meridional direction, there is a probability of delamination of the TZP from the ring.
Конструктивно исключение отслоения ТЗП от кольца обеспечивается жестким закреплением винтами ТЗП, в котором расположено кольцо, к фланцу и равномерным выполнением в кольце сквозных отверстий, заполненных материалом ТЗП. При этом между материалом ТЗП, находящегося внутри отверстий кольца, и ТЗП, расположенным по внешнему контуру кольца, организованы физические поперечные связи, созданы «замки» замыкания ТЗП, в результате чего образован единый целый материал ТЗП.Structurally, the exclusion of TZP from the ring is structurally ensured by rigid fixing with screws of the TZP, in which the ring is located, to the flange and the uniform through holes in the ring are filled with TZP material. In this case, between the material TZP, located inside the holes of the ring, and TZP located on the outer contour of the ring, physical transverse connections are organized, “locks” of closing TZP are created, as a result of which a single whole material of TZP is formed.
В целях осуществления симметричной картины нагружения «замков» замыкания ТЗП и исключения перенапряжения отдельных «замков» замыкания ТЗП в кольце сквозные отверстия, заполненные материалом ТЗП, выполнены равномерно между сквозными отверстиями, в которых установлены винты.In order to achieve a symmetric loading pattern of the “locks” of the short circuit breaker and to prevent the overvoltage of the individual “locks” of the short circuit breaker in the ring, the through holes filled with the material of the welding resistor are made evenly between the through holes in which the screws are installed.
Таким образом, предлагаемая конструкция корпуса ракетного двигателя является более надежной за счет организации физических поперечных связей между материалом ТЗП, находящегося внутри сквозных отверстий кольца, и ТЗП, расположенным по внешнему контуру кольца, исключающих возникновение и развитие отслоений по контактирующим поверхностям кольца и теплозащитного покрытия.Thus, the proposed design of the rocket engine housing is more reliable due to the organization of physical transverse bonds between the material TZP, located inside the through holes of the ring, and TZP, located on the outer contour of the ring, eliminating the occurrence and development of delamination along the contacting surfaces of the ring and heat-protective coating.
С использованием предлагаемого технического решения были изготовлены корпуса РДТТ, которые прошли огневые испытания в штатном режиме, без разрушений и замечаний по отслоениям ТЗП от кольца.Using the proposed technical solution, the solid propellant rocket hulls were manufactured, which underwent firing tests in the normal mode, without damage and comments on the detachment of the heat transfer elements from the ring.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130754A RU2668516C1 (en) | 2017-08-30 | 2017-08-30 | Solid-propellant rocket engine housing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130754A RU2668516C1 (en) | 2017-08-30 | 2017-08-30 | Solid-propellant rocket engine housing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2668516C1 true RU2668516C1 (en) | 2018-10-01 |
Family
ID=63798071
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017130754A RU2668516C1 (en) | 2017-08-30 | 2017-08-30 | Solid-propellant rocket engine housing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2668516C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3616646A (en) * | 1970-03-24 | 1971-11-02 | Us Air Force | Forward or aft stress relief for a case bonded solid propellant |
| US4967599A (en) * | 1980-05-19 | 1990-11-06 | Societe Europeenne De Propulsion | Mechanical and insulating connection between a nozzle and the filament-wound casing of the combustion chamber of a solid propellant rocket motor |
| RU2266422C1 (en) * | 2004-05-18 | 2005-12-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Method to form heat protective coating of rocket engine combustion chamber |
| RU2403428C1 (en) * | 2009-07-08 | 2010-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid propellant rocket engine |
| RU2533594C1 (en) * | 2013-11-12 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Body of solid fuel rocket motor from composite materials |
-
2017
- 2017-08-30 RU RU2017130754A patent/RU2668516C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3616646A (en) * | 1970-03-24 | 1971-11-02 | Us Air Force | Forward or aft stress relief for a case bonded solid propellant |
| US4967599A (en) * | 1980-05-19 | 1990-11-06 | Societe Europeenne De Propulsion | Mechanical and insulating connection between a nozzle and the filament-wound casing of the combustion chamber of a solid propellant rocket motor |
| RU2266422C1 (en) * | 2004-05-18 | 2005-12-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Method to form heat protective coating of rocket engine combustion chamber |
| RU2403428C1 (en) * | 2009-07-08 | 2010-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid propellant rocket engine |
| RU2533594C1 (en) * | 2013-11-12 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Body of solid fuel rocket motor from composite materials |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US2705399A (en) | Combustion chambers | |
| US2319543A (en) | Continuous service expansion joint | |
| RU2668516C1 (en) | Solid-propellant rocket engine housing | |
| US9932849B2 (en) | Fluid seal structure of heat engine including steam turbine | |
| US3176666A (en) | Internal combustion engine cylinder heads | |
| IE55883B1 (en) | Varying thickness thermal barrier for combustion turbine baskets | |
| US1231903A (en) | Cylinder of internal-combustion engines and other similar machines. | |
| US1536014A (en) | Packing for elastic-fluid turbines and the like | |
| US2599210A (en) | Internally insulation lined vessel | |
| US2144706A (en) | Cylinder for engines of the opposed piston type | |
| RU2533594C1 (en) | Body of solid fuel rocket motor from composite materials | |
| US4136625A (en) | Flame injection throats for furnaces | |
| EP0226143B2 (en) | Thermal fatigue resistant cylinder head | |
| US3451222A (en) | Spray-cooled rocket engine | |
| US2288372A (en) | Insert in rotary furnaces | |
| US1396890A (en) | Hydrocarbon-motor | |
| RU2727216C1 (en) | Rocket engine body on solid fuel | |
| US1159832A (en) | Working cylinder for internal-combustion engines. | |
| RU2779786C1 (en) | Ring stabilizer of the aftercajer of aircraft engine | |
| US1782317A (en) | Cylinder of internal-combustion engine | |
| RU2108476C1 (en) | Composite materials housing of solid propellant rocket engine | |
| Mohammed et al. | Analysis of parameters affecting liner bore distortion in DI diesel engines | |
| RU158462U1 (en) | FLEXIBLE HINGE | |
| RU2698869C1 (en) | Rocket engine of solid fuel | |
| RU2542163C1 (en) | Solid-propellant rocket secured charge |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190831 |