СПОСОБ ОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ ДЛЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2005 года по МПК F02K9/34 

Описание патента на изобретение RU2266422C1

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы.

Известен способ облицовки внутренних стенок ракетного двигателя твердого топлива вулканизированной резиной (патент Франции №2098934, F 02 K 9/34, 1983), в котором изготавливают листы из смеси, содержащей каучук, вулканизируют их, приклеивают с помощью резинового клея к стенкам камеры сгорания, которые предварительно обезжиривают и обрабатывают пескоструем.

Известен баллон высокого давления (патент России №2037735, F 17 C 1/00, 1995), в котором для исключения отслоений внутренней герметизирующей оболочки от металлического фланца на поверхности фланца, обращенной внутрь баллона, выполнены одна или несколько трапецеидальных канавок, обращенных узкой своей частью внутрь баллона, на фланец нанесен слой резины, заполняющей трапецеидальные канавки.

Недостатком данных способов является низкая адгезия между металлом корпуса или фланца с эластомерным теплозащитным покрытием. На торцевых поверхностях корпуса, в местах приклея покрытий происходит его отслоение.

В качестве ближайшего аналога выбрано техническое решение по патенту России №2064600, F 02 K 9/34, 1996, по которому в способе формирования теплозащитного покрытия камеры сгорания ракетного двигателя твердого топлива на пустотелую металлическую оправку наносят теплоизоляционный слой, прессуют его с подводом тепла, образовавшийся теплозащитный рукав вставляют в камеру сгорания, устанавливают в камеру оправку из материала с коэффициентом линейного расширения в 1,5÷2,5 больше, чем у камеры сгорания и вулканизируют.

Однако, как показала практика, изготовленное таким способом теплозащитное покрытие не обеспечивает необходимый уровень адгезии между металлом и покрытием.

Технической задачей изобретения является повышение надежности тепловой защиты камеры сгорания ракетного двигателя за счет улучшения адгезионных характеристик в месте соединения его теплозащитного покрытия с металлическим фланцем.

Технический результат достигается тем, что в способе образования теплозащитного покрытия для камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя, включающем формирование на оправках теплозащитного покрытия, соединение с ним металлического фланца и последующую вулканизацию, на фланце предварительно выполняют кольцевую канавку с поднутрением, наклеивают, не перекрывая канавку, на поверхность фланца промежуточный слой теплозащитного покрытия, обжимают его и вулканизируют, заполняют кольцевую канавку заподлицо с промежуточным слоем материалом теплозащитного покрытия, формируют основной слой теплозащитного покрытия с последующей вулканизацией образованного пакета.

На фигуре 1 представлено теплозащитное покрытие для камеры сгорания ракетного двигателя с металлическим фланцем, выложенное на оправке.

На фигуре 2 - скрепление металлического фланца с теплозащитным покрытием.

На чертежах представлены теплозащитное покрытие 1, металлический фланец 2 с кольцевой канавкой 3 с поднутрением, металллическая оправка 4, промежуточное теплозащитное покрытие 5 металлического фланца 2.

Способ заключается в следующем.

На металлическую оправку 4 наносят теплозащитное покрытие 1. На поверхности металлического фланца 2, обращенной внутрь камеры сгорания, выполняют кольцевую канавку 3 с поднутрением. На эту поверхность наносят промежуточное теплозащитное покрытие 5 из эластомерного материала через систему клеев, не перекрывая при этом кольцевую канавку 3. Фланец 2 помещают в специальное приспособление, поджимающее покрытие 5, и подвергают термической обработке при температуре 150±5° в течение 80 минут. Далее заполняют канавку 3 заподлицо с промежуточным слоем теплозащитного покрытия 5 невулканизированным эластомером, из которого состоит теплозащитное покрытие 1. Фланец 2 с вулканизированным промежуточным покрытием 5 и заполненной канавкой 3 приклеивают к теплозащитному покрытию 1, выложенному на оправке 4. Проводят вулканизацию образованного пакета при температуре 150±5° в течение 160 минут, создавая монолит между материалом, заполняющим канавку 3, и теплозащитным покрытием 1.

Как показала практика, использование предварительной вулканизации с поджатием эластомерного материала промежуточного слоя теплозащитного покрытия 5, нанесенного на металлический фланец 2, в совокупности с заполнением канавки 3 материалом теплозащитного покрытия 1 обеспечивает достижение необходимого уровня прочности связи между металлическим фланцем 2 и теплозащитным покрытием 1.

В качестве эластомерных материалов теплозащитных покрытий 1 и 5 можно использовать как одинаковую, так и разную по составу теплостойкую резину.

Предполагаемое изобретение позволяет улучшить адгезионные характеристики соединения теплозащитного покрытия с металлическим фланцем, за счет чего повышается надежность работы теплозащитного покрытия камеры сгорания ракетного двигателя.

Похожие патенты RU2266422C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ ОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ ДЛЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2013
  • Шайдурова Галина Ивановна
  • Лобковский Сергей Анатольевич
  • Нестеров Борис Анатольевич
  • Ощепкова Марина Юрьевна
  • Кустов Михаил Алексеевич
RU2527224C1
СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ВНУТРЕННЕГО ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ КОРПУСА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2009
  • Нестеров Борис Анатольевич
  • Каримов Владислав Закирович
  • Волк Марина Ефимовна
RU2415289C1
СПОСОБ ОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1994
  • Фещенко Б.И.
  • Жилин С.В.
  • Власов Л.Д.
RU2064600C1
Устройство для отверждения теплозащитного покрытия корпуса с фланцем 2020
  • Балуев Роман Олегович
  • Рябинин Сергей Борисович
RU2731222C1
Способ охлаждения внутренней поверхности транспортно-пускового контейнера (ТПК) при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты и ТПК для его осуществления 2016
  • Захаров Виктор Владимирович
  • Сухадольский Александр Петрович
  • Мухамедов Виктор Сатарович
  • Кобцев Виталий Георгиевич
RU2660111C2
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ 2006
  • Тодощенко Анатолий Иванович
  • Долгих Наталья Александровна
  • Нельзин Юрий Борисович
RU2320886C1
ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2005
  • Молчанов Владимир Федорович
  • Никитин Василий Тихонович
  • Козьяков Алексей Васильевич
  • Прибыльский Ростислав Евгеньевич
  • Колесников Виталий Иванович
  • Вронский Николай Михайлович
  • Кислицын Алексей Анатольевич
  • Богданов Сергей Юрьевич
RU2303153C2
ФЛАНЕЦ ПОВОРОТНОГО СОПЛА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ И СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ФЛАНЦА ПОВОРОТНОГО СОПЛА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ 2010
  • Барынин Вячеслав Александрович
  • Кульков Александр Алексеевич
  • Пашутов Аркадий Витальевич
  • Мерзляков Вячеслав Викторович
  • Терешонков Михаил Анатольевич
  • Никитюк Виктор Алексеевич
  • Соломонов Юрий Семёнович
  • Петрусёв Виктор Иванович
  • Зыков Геннадий Александрович
  • Гнутов Алексей Дмитриевич
RU2434160C1
КОРПУС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) 2013
  • Сисаури Виталий Ираклии
  • Романов Анатолий Федорович
  • Алеев Владимир Александрович
  • Никитин Олег Дмитриевич
  • Барынин Вячеслав Александрович
  • Школьникова Елизавета Ефимовна
RU2528194C1
ИНТЕГРАЛЬНЫЙ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ИРПДТ) 2006
  • Верхоломов Вячеслав Кириллович
  • Суриков Евгений Валентинович
  • Яновский Леонид Самойлович
  • Граменицкий Михаил Дмитриевич
  • Животов Николай Павлович
  • Рыбаулин Сергей Николаевич
RU2325544C2

Иллюстрации к изобретению RU 2 266 422 C1

Реферат патента 2005 года СПОСОБ ОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ ДЛЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Способ образования теплозащитного покрытия для камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя включает формирование на оправках теплозащитного покрытия, соединение с ним металлического фланца и последующую вулканизацию. На фланце предварительно выполняют кольцевую канавку с поднутрением. На поверхность фланца, не перекрывая канавку, наклеивают промежуточный слой теплозащитного покрытия, который обжимают и вулканизируют. Кольцевую канавку заполняют заподлицо с промежуточным слоем материалом теплозащитного покрытия и формируют основной слой теплозащитного покрытия с последующей вулканизацией образованного пакета. Изобретение улучшит адгезионные характеристики соединения теплозащитного покрытия с металлическим фланцем, что повысит надежность работы теплозащитного покрытия камеры сгорания ракетного двигателя. 2 ил.

Формула изобретения RU 2 266 422 C1

Способ образования теплозащитного покрытия для камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя, включающий формирование на оправках теплозащитного покрытия, соединение с ним металлического фланца и последующую вулканизацию, отличающийся тем, что на фланце предварительно выполняют кольцевую канавку с поднутрением, наклеивают, не перекрывая канавку, на поверхность фланца промежуточный слой теплозащитного покрытия, обжимают его и вулканизируют, заполняют кольцевую канавку заподлицо с промежуточным слоем материалом теплозащитного покрытия, формируют основной слой теплозащитного покрытия с последующей вулканизацией образованного пакета.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2005 года RU2266422C1

СПОСОБ ОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1994
  • Фещенко Б.И.
  • Жилин С.В.
  • Власов Л.Д.
RU2064600C1

RU 2 266 422 C1

Авторы

Шайдурова Г.И.

Шатров В.Б.

Нестеров Б.А.

Волк М.Е.

Даты

2005-12-20Публикация

2004-05-18Подача