RU2539939C1 - Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов и его конструкция - Google Patents
Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов и его конструкция Download PDFInfo
- Publication number
- RU2539939C1 RU2539939C1 RU2013154934/06A RU2013154934A RU2539939C1 RU 2539939 C1 RU2539939 C1 RU 2539939C1 RU 2013154934/06 A RU2013154934/06 A RU 2013154934/06A RU 2013154934 A RU2013154934 A RU 2013154934A RU 2539939 C1 RU2539939 C1 RU 2539939C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- thread
- shell
- fabric
- prepreg
- design
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 9
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 19
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 35
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims abstract description 33
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 24
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 claims description 6
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 5
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 claims description 4
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 claims description 3
- 239000002904 solvent Substances 0.000 claims description 3
- 238000004080 punching Methods 0.000 claims description 2
- 238000005056 compaction Methods 0.000 claims 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 claims 1
- 238000004826 seaming Methods 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000013021 overheating Methods 0.000 abstract 2
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 abstract 2
- 238000010327 methods by industry Methods 0.000 abstract 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 3
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 241001327708 Coriaria sarmentosa Species 0.000 description 1
- CCAZWUJBLXKBAY-ULZPOIKGSA-N Tutin Chemical compound C([C@]12[C@@H]3O[C@@H]3[C@@]3(O)[C@H]4C(=O)O[C@@H]([C@H]([C@]32C)O)[C@H]4C(=C)C)O1 CCAZWUJBLXKBAY-ULZPOIKGSA-N 0.000 description 1
- POIUWJQBRNEFGX-XAMSXPGMSA-N cathelicidin Chemical compound C([C@@H](C(=O)N[C@@H](CCCNC(N)=N)C(=O)N[C@@H](CCCCN)C(=O)N[C@@H](CO)C(=O)N[C@@H](CCCCN)C(=O)N[C@@H](CCC(O)=O)C(=O)N[C@@H](CCCCN)C(=O)N[C@@H]([C@@H](C)CC)C(=O)NCC(=O)N[C@@H](CCCCN)C(=O)N[C@@H](CCC(O)=O)C(=O)N[C@@H](CC=1C=CC=CC=1)C(=O)N[C@@H](CCCCN)C(=O)N[C@@H](CCCNC(N)=N)C(=O)N[C@@H]([C@@H](C)CC)C(=O)N[C@@H](C(C)C)C(=O)N[C@@H](CCC(N)=O)C(=O)N[C@@H](CCCNC(N)=N)C(=O)N[C@@H]([C@@H](C)CC)C(=O)N[C@@H](CCCCN)C(=O)N[C@@H](CC(O)=O)C(=O)N[C@@H](CC=1C=CC=CC=1)C(=O)N[C@@H](CC(C)C)C(=O)N[C@@H](CCCNC(N)=N)C(=O)N[C@@H](CC(N)=O)C(=O)N[C@@H](CC(C)C)C(=O)N[C@@H](C(C)C)C(=O)N1[C@@H](CCC1)C(=O)N[C@@H](CCCNC(N)=N)C(=O)N[C@@H]([C@@H](C)O)C(=O)N[C@@H](CCC(O)=O)C(=O)N[C@@H](CO)C(O)=O)NC(=O)[C@H](CC=1C=CC=CC=1)NC(=O)[C@H](CC(O)=O)NC(=O)CNC(=O)[C@H](CC(C)C)NC(=O)[C@@H](N)CC(C)C)C1=CC=CC=C1 POIUWJQBRNEFGX-XAMSXPGMSA-N 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000002788 crimping Methods 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 239000002654 heat shrinkable material Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000003672 processing method Methods 0.000 description 1
- 239000012779 reinforcing material Substances 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки выполняют закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки. Подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела. Корпус воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения. Внутренняя часть цилиндрической оболочки выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом. Внутренняя часть цилиндрической оболочки имеет в составе внутренней резьбы кольцевые слои формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию корпуса воспламенителя и повысить его технологичность. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной твердотопливной техники и может быть использовано в конструкциях узлов воспламенения зарядов в качестве корпуса воспламенителя, расположенного в камере сгорания двигателя, а также применено (как способ) при изготовлении других конструктивно сложных малогабаритных изделий из волокнистых композиционных материалов, представляющих собой сочетание разнотипных конструктивных элементов, в виде обечайки с плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой.
Известен способ изготовления оболочки по патенту №2174467 и ее конструкция, включающий поэлементное изготовление ее составных частей в виде шпангоутов и стрингеров в формах и на оправке с определенным расположением направления выкладки с последующей установкой изготовленных элементов на клей в местах соединения при включении их в оболочку. То есть данное изобретение касается конструкций оболочечно-каркасного типа, сохраняющих стабильность размеров в меняющемся температурном поле при значительных осевых нагрузках, например корпусов телескопов.
Но такая технология и конструктивное решение касаются только оболочек и не могут быть использованы для изделий, работающих при внутреннем давлении.
Известны способы изготовления и конструкции корпусов сосудов давления из композиционных материалов по патентам на изобретения №№2319061, 2441798, заключающиеся в намотке композиционного материала на оправку с различным чередованием характера и количества слоев нитяного армирующего материала.
Эти способы позволяют эффективно использовать в конструкции физико-механические характеристики материалов. Но они применимы при изготовлении относительно больших корпусов как сосудов давления типа тел вращения с плавными переходами поверхностей.
Известны также способы изготовления изделий намоткой ткани на цилиндрическую оправку и поперечно-продольной намоткой ленты на цилиндрическую оправку с переходом на коническую часть ее (И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников. «Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива». М.: Машиностроение, 1987, с. 106-108).
Но форма получаемых изделий ограничивается только данным видом поверхности без оформления каких-либо других элементов оболочек с резкими переходами - плоских донышек, резьб и др.
Известно также устройство по патенту на изобретение №2127821, представляющее собой один из вариантов конструкции неразрушаемого корпуса воспламенителя из металла и, соответственно, выполняемое известными способами переработки металлов.
Оно представляет собой собственно корпус с цилиндрической камерой для размещения воспламенительного состава с плоским донышком с одной стороны и насадком с сопловыми отверстиями - с другой.
Данное устройство является наиболее близким по конструкции и выбрано прототипом. Но оно обладает всеми недостатками устройств, выполненных из металла и применяемых в рассматриваемой области техники: сложность конструкции, значительная масса, сложность и трудоемкость способа изготовления ее - обработка прочных и жаростойких металлов резанием с обеспечением высокой точности.
Задачей предлагаемого изобретения является создание простого и технологичного способа изготовления корпуса воспламенителя из композиционных материалов с его разнотипными элементами за единый цикл и легкой, простой и компактной его конструкции, удобной для использования по месту применения.
Существенными признаками способа, обеспечивающими достижение этой цели, являются:
- в части простоты и технологичности общего его выполнения ведение процесса изготовления всех разнотипных элементов оболочки в целом из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки, а подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела;
- в части оформления отдельных важных элементов оболочки ведение процесса формирования резьбы оболочки продавливанием технологической нитью расчетного для этой операции количества слоев ткани в канавки резьбы оправки с распространением на цилиндрическую часть ее и оформления донышка - продавливанием этой же ткани в зазор между предварительно установленной закладной деталью с торцовой плоской поверхностью и оформляющей втулкой оправки, определяющей общую толщину донышка, прочным гибким элементом путем создания равномерного кольцевого давления с последующим удалением гибкого элемента в процессе фиксирования достигнутого положения ткани технологической нитью или сохранением гибкого элемента в конструкции, причем продавливание ткани нитью в течение всего процесса осуществляют при сохранении первоначально выбранного натяжения.
Другими существенными признаками способа изготовления в развитие первых являются:
- размягчение перед оформлением резьбы и донышка препрега ткани в этих зонах на оправке растворителем, совместимым со связующим препрега;
- заполнение конструкционной нитью канавок резьбы и донышка до наружного диаметра их после продавливания ткани технологической нитью;
- выравнивание перед оформлением теплозащитного покрытия на всей длине оболочки перепадов диаметров предыдущих сформированных слоев путем дополнительной закатки ткани в этих зонах.
Существенным признаком конструкции корпуса воспламенителя в части обеспечения легкости, простоты и компактности его и удобства применения является выполнение внутренней части цилиндрической оболочки из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом с включением в состав внутренней резьбы кольцевых слоев формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны.
Другими существенными признаками конструкции являются:
- введение в конструкцию кольцевых слоев нити до полного заполнения ими канавок резьбы и донышка;
- выполнение теплозащитного покрытия также из препрега легко деформируемой ткани с частичным внедрением его в канавки резьбы и донышко в пределах деформации ранее выполненных кольцевых слоев нити.
Предлагаемый способ изготовления корпуса воспламенителя и его конструкция поясняются чертежами.
На фиг. 1 представлена схема осуществления предложенного способа (общий вид); на фиг. 2 - схема закатки препрега ткани (сечение А-А на фиг. 1) при выполнении различных групп слоев оболочки; на фиг. 3 представлена схема пооперационного выполнения оболочки, включая внутреннюю часть с резьбой и донышком; на фиг. 4 - схема утяжки слоев внутренней части оболочки при оформлении донышка (сечение Б-Б на фиг. 3); на фиг. 5 представлена конструкция изделия.
Сущность предложенного способа заключается в следующем.
Перед проведением процесса изготовления производится сборка оправки 1 (фиг. 1) с внутренним стержнем 2, оформляющей втулкой 3 со стяжным болтом 4 и ограничительными фланцами 5.
При сборке в комплект оправки устанавливается закладная деталь 6 с резьбовым хвостовиком, входящая впоследствии в состав донышка оболочки. После установки закладная деталь 6 вместе с оформляющей втулкой 3 фиксируется стяжным болтом 4.
Параллельно со сборкой оправки или в любой другой последовательности, определенной технологическим процессом, производится раскрой препрега ткани 7 (фиг. 2) с требующимися для изготовления оболочки размерами и расположением армирующих волокон под углом и его укладка на подогреваемую поверхность 8 (фиг. 1, 2) для размягчения перед закаткой на оправку в количестве, необходимом для выполнения каждой проводимой операции.
Изготовление оболочки 9 начинается с оформления ее внутренней части 10, включая резьбу 11 (фиг. 1, 3) и плоское донышко 12 в совокупности с закладной деталью 6. Сначала для оформления внутренней части ее производится укладка первой расчетной группы слоев препрега на подогреваемую поверхность 8 (фиг. 1, 2), рельеф которой в данном случае соответствует перепаду диаметров оправки в начале закатки с постепенным уменьшением его до выравнивания с максимальным диаметром - диаметром резьбы. А после размягчения препрега производится закатка его на оправку 1 (фиг. 1, 2) с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее на этой подогреваемой поверхности 8.
Оформление внутренней резьбы 11 (фиг. 1, 3) и донышка 12 осуществляется путем продавливания прочной технологической нитью 13 первой расчетной группы слоев препрега, закатанной на оправку, в канавки резьбы 11 с распространением ее на цилиндрическую часть оправки 1 и в зазор между предварительно установленной на оправку закладной деталью 6 и оформляющей втулкой 3 оснастки (фиг. 1, 3). При этом перед оформлением резьбы и донышка производят размягчение препрега ткани в этих зонах растворителем, совместимым со связующим препрега, а продавливание ткани при оформлении донышка предварительно производят путем создания равномерного кольцевого давления прочным гибким элементом 14 (фиг. 4) в виде петли с приложением растягивающих усилий к его концам с последующим удалением гибкого элемента в процессе фиксирования достигнутого положения ткани технологической нитью 13 или сохранением его в конструкции при совместимости материалов.
Кроме того, продавливание и фиксирование ткани технологической нитью в течение всего процесса осуществляют при сохранении первоначально выбранного натяжения.
После этого производят заполнение канавок резьбы и зазора в зоне донышка конструкционной нитью 15 до наружного диаметра этих элементов.
Затем производят выравнивание перепадов диаметров (слои 16 на фиг. 3) теперь уже полученной заготовки до максимального (в зоне резьбы) и формирование также закаткой теплозащитного покрытия 17 (фиг. 3) на всей поверхности оболочки.
При проведении всех операций закатки препрега ткани ограничительные фланцы 5 (фиг. 1, 3) обеспечивают ориентацию оправки относительно подогреваемой поверхности 8.
А в завершение процесса производится обмотка полученной заготовки термоусадочным материалом и термообработка заготовки. При этом происходит частичное внедрение ткани в канавки резьбы и донышко в пределах деформации ранее заполненных кольцевых слоев нити.
Конструкция изделия сложной формы - корпуса воспламенителя - состоит из цилиндрической оболочки 9 (фиг. 5) с наружным теплозащитным покрытием 17 и плоским донышком 12 с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой 11, закрытым съемным колпачком 18, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения.
Внутренняя часть 10 оболочки 9 (фиг. 5) выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом.
Оболочка имеет в составе внутренней резьбы 11 кольцевые слои формирующей ее профиль технологической нити 13, которая распространена на цилиндрическую часть оболочки и включена также в состав донышка с предварительно установленной в него закладной деталью 6 с резьбовым хвостовиком.
Поверх технологической нити 13 в канавки резьбы 11 и донышко 12 введены кольцевые слои конструкционной нити 15 с распространением ее также на цилиндрическую поверхность.
В окончательном виде после обжатия термоусадочным материалом при термообработке слои препрега ткани из теплозащитного покрытия будут частично внедрены в канавки резьбы и донышко в пределах деформации кольцевых слоев нити.
Таким образом, предложенный способ позволяет получить конструкцию в соответствии с функциональным назначением и рациональным конструктивно-технологическим выполнением ее, а сама конструкция также является рациональной с большой степенью унификации применяемых материалов и технологических процессов при ее изготовлении.
С использованием предложенного способа было изготовлено несколько экземпляров опытных образцов конструкции корпуса воспламенителя. Гидравлическими испытаниями была подтверждена их прочность при давлении до 180 кгс/см2, а стендовыми испытаниями в составе двигателя - их работоспособность в условиях давления и эрозионного уноса от воздействия высокотемпературного газового потока.
Claims (8)
1. Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов, заключающийся в изготовлении цилиндрической оболочки с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с резьбовым хвостовиком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, выполненным прессованием, с другой, отличающийся тем, что изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, с расположением армирующих волокон под углом, закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки, а подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что оформление резьбы оболочки ведут продавливанием технологической нитью расчетного для этой операции количества слоев ткани в канавки резьбы оправки с распространением на цилиндрическую часть ее, а оформление донышка - продавливанием этой же ткани в зазор между предварительно установленной закладной деталью с торцовой плоской поверхностью и оформляющей втулкой оправки, определяющей общую толщину донышка, прочным гибким элементом путем создания равномерного кольцевого давления с последующим удалением гибкого элемента в процессе фиксирования достигнутого положения ткани технологической нитью или сохранением его в конструкции, причем продавливание ткани нитью в течение всего процесса осуществляют при сохранении первоначально выбранного натяжения.
3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что перед оформлением резьбы и донышка производят размягчение препрега ткани в этих зонах на оправке растворителем, совместимым со связующим препрега.
4. Способ по п. 2, отличающийся тем, что после продавливания ткани в канавки резьбы и донышко производят заполнение их конструкционной нитью до наружного диаметра этих элементов.
5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что перед оформлением теплозащитного покрытия на всей длине оболочки производят выравнивание перепадов диаметров предыдущих сформированных слоев путем дополнительной закатки ткани в этих зонах.
6. Корпус воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов, содержащий цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения, отличающийся тем, что в нем внутренняя часть цилиндрической оболочки выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом и имеет в составе внутренней резьбы кольцевые слои формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны.
7. Корпус воспламенителя по п. 6, отличающийся тем, что кольцевые слои нити введены в конструкцию до полного заполнения канавок резьбы и донышка.
8. Корпус воспламенителя по п. 6, отличающийся тем, что теплозащитное покрытие выполнено также из препрега легко деформируемой ткани и частично внедрено в канавки резьбы и донышко в пределах деформации ранее заполненных кольцевых слоев нити.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154934/06A RU2539939C1 (ru) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов и его конструкция |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154934/06A RU2539939C1 (ru) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов и его конструкция |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2539939C1 true RU2539939C1 (ru) | 2015-01-27 |
Family
ID=53286695
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013154934/06A RU2539939C1 (ru) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов и его конструкция |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2539939C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2611115C1 (ru) * | 2015-10-05 | 2017-02-21 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов |
| CN120291986A (zh) * | 2025-06-06 | 2025-07-11 | 陕西普利美材料科技有限公司 | 一种火箭式点火装置及其成型方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3731629A (en) * | 1971-01-27 | 1973-05-08 | Us Army | Temperature discriminating dual igniter rocket ignition system |
| US4110977A (en) * | 1977-06-13 | 1978-09-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Pyrogen igniter ramjet ignition system |
| EP0323247B1 (en) * | 1987-12-29 | 1993-05-12 | Thiokol Corporation | Filament winding of case onto solid propellant grain |
| RU2208695C2 (ru) * | 2001-08-29 | 2003-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Заряд твёрдого топлива |
| RU2453720C1 (ru) * | 2010-12-30 | 2012-06-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Способ изготовления теплозащитного покрытия |
-
2013
- 2013-12-10 RU RU2013154934/06A patent/RU2539939C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3731629A (en) * | 1971-01-27 | 1973-05-08 | Us Army | Temperature discriminating dual igniter rocket ignition system |
| US4110977A (en) * | 1977-06-13 | 1978-09-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Pyrogen igniter ramjet ignition system |
| EP0323247B1 (en) * | 1987-12-29 | 1993-05-12 | Thiokol Corporation | Filament winding of case onto solid propellant grain |
| RU2208695C2 (ru) * | 2001-08-29 | 2003-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Заряд твёрдого топлива |
| RU2453720C1 (ru) * | 2010-12-30 | 2012-06-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Способ изготовления теплозащитного покрытия |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2611115C1 (ru) * | 2015-10-05 | 2017-02-21 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов |
| CN120291986A (zh) * | 2025-06-06 | 2025-07-11 | 陕西普利美材料科技有限公司 | 一种火箭式点火装置及其成型方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2608770C1 (ru) | Способ изготовления лопасти вентилятора и устройство для изготовления лопасти вентилятора | |
| EP2977166B1 (en) | A shape memory alloy mandrel and a method using it | |
| RU2539939C1 (ru) | Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов и его конструкция | |
| JP2014520629A5 (ru) | ||
| JPS591575B2 (ja) | 熱硬化性樹脂含浸組織から成る中空筒状体の製造方法 | |
| EP2907598B1 (en) | Method for manufacturing a camshaft for an internal combustion engine, by expanding a tubular element with a high pressure fluid and simultaneously compressing the tubular element axially | |
| Zhang et al. | A strategy of parallel winding of circumferential ribs and helical ribs for composite cylindrical grid structures | |
| US3365786A (en) | Method of manufacturing a multiwalled pressure vessel | |
| CN104552692A (zh) | 一种中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装 | |
| EP3711932B1 (en) | Manufacturing methods for composite driveshafts | |
| US20160075093A1 (en) | Process for producing a composite tube | |
| CN117642238A (zh) | 采用消除过盈的新方法组装的圆筒或管 | |
| KR101283492B1 (ko) | 조화된 브레이드를 구성하기 위한 방법 | |
| RU2514980C1 (ru) | Армированная оболочка для внутреннего давления из слоистого композиционного материала | |
| RU2504471C1 (ru) | Разборная оправка | |
| KR102105652B1 (ko) | 액압성형공정을 이용한 강선 강화 금속 관재의 제조 장치 및 이를 이용한 강선 강화 금속 관재의 제조 방법 | |
| FR2704280A1 (fr) | Système de suppression des contraintes dans un moteur-fusée à combustible solide. | |
| US7418904B2 (en) | Inert ballistic element and process of manufacture | |
| CN112571822A (zh) | 适用于带药缠绕的记忆非金属芯模结构及壳体成型方法 | |
| RU2243401C1 (ru) | Способ защиты внутренней поверхности корпуса ракетного двигателя | |
| JP2023136190A (ja) | マンドレル及び繊維強化樹脂管体の製造方法 | |
| GB2222653A (en) | Hollow tubular structures of fibre reinforced plastics material and method for their production | |
| RU2337087C1 (ru) | Способ изготовления заготовки заряда баллиститного твердого ракетного топлива и устройство для его осуществления | |
| RU2655273C1 (ru) | Металлокомпозитная опора освещения и способ ее изготовления | |
| CA2969668A1 (fr) | Procede de demoulage d'un materiau composite a matrice organique |