СПОСОБ ОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ ДЛЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD FOR MAKING OF SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE COMBUSTION CHAMBER HEAT INSULATION COAT

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к изготовлению теплозащитных покрытий (ТЗП) камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы. Известен способ образования внутреннего теплозащитного покрытия камер сгорания ракетных двигателей (патент Франции №2098934, F02K 9/34, 1983 г.), по которому листы из смеси, содержащей каучук, вулканизуют, приклеивают с помощью резинового клея к стенкам камеры сгорания, предварительно обезжиренным и обработанным пескоструем.
Известен способ образования теплозащитного покрытия (патент РФ №2266422 - прототип) для камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя, включающий формирование на оправках теплозащитного покрытия, соединение с ним металлического фланца и последующую вулканизацию.
Недостатком данного способа является низкая адгезия между металлом фланца и эластомерным покрытием в краевой зоне.
Технической задачей изобретения является повышение надежности соединения теплозащитного покрытия с металлическим фланцем камеры сгорания ракетного двигателя за счет улучшения адгезионных характеристик теплозащитного покрытия по всей поверхности фланца, включая торцевые поверхности.
Технический результат достигается тем, что в способе образования теплозащитного покрытия для камеры сгорания твердотопливного двигателя, включающем формирование на оправках теплозащитного покрытия, соединение с ним металлического фланца и последующую вулканизацию, в подфланцевой зоне после выкладки (нанесения) второго и перед нанесением двух последних слоев теплозащитного материала размещают материал с памятью формы - нитиноловую проволоку Ø0,2-0,3 мм, с температурой фазового перехода мартенсит-аустенит 110-120°C, что соответствует температуре подвулканизации второго слоя ТЗП. Проволоку размещают в виде равномерно расположенных продольных и поперечных сегментов. Для внедряемой проволоки предварительно осуществляют «тренировку» на специальной технологической оснастке, повторяющей форму профиля фланца в радиальном и осевом направлениях, путем термостатирования при температуре 400-450°C. После установки нитиноловой проволоки формируют основной слой теплозащитного покрытия с последующей вулканизацией образованного пакета.
На фиг.1 представлено теплозащитное покрытие для камеры сгорания ракетного двигателя с металлическим фланцем, выложенное на оправке.
На фиг.2 представлен вид A фиг.1 - схема размещения структурных элементов с памятью формы - сегментов нитиноловой проволоки.
На фиг.1 и 2 изображены:
многослойное теплозащитное покрытие 1, металлический фланец 2, металлическая оправка 3, а на развертке теплозащитного слоя - схема размещения структурных элементов - сегментов нитиноловой проволоки 4.
Способ заключается в следующем.
Сегменты проволоки перед выкладкой подвергают термостатированию на технологической форме, повторяющей кривизну фланца в радиальном и осевом направлениях, при температуре t=400-450°C в течение 25-30 минут.
На металлическую оправку 3 наносят два слоя теплозащитного покрытия 1. В зоне размещения фланца перед выкладкой последующего слоя продольно и поперечно размещают сегменты обезжиренной этил ацетатом нитиноловой проволоки 4 по схеме, указанной на фиг.2.
Далее выкладывают последующие слои теплозащитного материала до выкладки двух последних слоев и повторяют операцию размещения структурных элементов материала с памятью формы (сегментов нитиноловой проволоки) согласно схеме (фиг.2).
Выкладывают два последних слоя теплозащитного покрытия перед установкой фланца.
После установки фланца продолжают наносить слои теплозащитного покрытия в надфланцевой зоне.
Проводят вулканизацию образованного пакета при температуре 150±5°C в течение 160 минут, создавая монолит между теплозащитным материалом и структурными элементами с памятью формы, принявшими форму, заложенную при «тренировке».
Использование изобретения в связи со снижением уровня усадки теплозащитного материала и исключением отрывных напряжений на торцевых поверхностях позволит улучшить адгезионные характеристики соединения теплозащитного покрытия с металлическим фланцем, тем самым повысить надежность работы теплозащитного покрытия камеры сгорания ракетного двигателя.