СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ВНУТРЕННЕГО ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ КОРПУСА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
MANUFACTURING METHOD OF INNER THERMAL PROTECTIVE COATING OF ROCKET ENGINE HOUSING

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия (ТЗП) корпусов ракетных двигателей (РД), например, на твердом топливе (РДТТ).
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.
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.
Вакуумный мешок обеспечивает необходимую герметичность и плотный контакт с покрытием в процессе вулканизации.
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.
Кроме того, препарация показала, что имеются искривления армирующих слоев капрона, входящих в состав покрытия, с выходом на поверхность.
Дефекты образуются в процессе вулканизации ТЗП при нагреве под давлением и последующем охлаждении.
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.
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.
Изобретение направлено на повышение качества изготовления внутреннего ТЗП для корпусов РД.
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.
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.
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.
На фиг.1 показана схема установки на оправку пакета исходных материалов ТЗП и технологической оснастки, на фиг.2 - вид А фиг.1.
Способ изготовления внутреннего ТЗП корпуса РД заключается в следующем.
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.
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.
После этого ведут режим вулканизации при температуре и давлении, закачав при помощи насоса в корпус гидроклава рабочую жидкость.
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.
Результаты препарации теплозащитных покрытий, изготовленных предлагаемым способом, показали отсутствие гофр, искривлений эластичной капроновой ткани и натеков резины.
Практическое применение изобретения подтвердило высокую технологичность предлагаемого способа при обеспечении требуемого качества изготовления внутреннего теплозащитного покрытия крупногабаритных корпусов ракетных двигателей.