Сопло летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2478817:

Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") (RU)
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкциям сопел летательных аппаратов, и может быть использовано для сопловых блоков летательных аппаратов, в которых устанавливаются заглушки, служащие для защиты внутренней полости летательного аппарата. Сопло содержит раструб, изготовленный из эрозионностойкого пресс-материала, металлическую герметизирующую заглушку, скрепленную с внутренней поверхностью раструба органической связкой, и защитную заглушку, установленную внутрь раструба заподлицо с его срезом и скрепленную с внутренней поверхностью раструба органической связкой. Защитная заглушка выполнена из пенопласта и имеет радиальную кольцевую проточку, выполненную на ее наружной боковой поверхности, а также кольцевой паз, выполненный на ее торцевой поверхности напротив радиальной кольцевой проточки. Металлическая герметизирующая заглушка выполнена с кольцевым утонением, соосным с осью раструба. В защитной заглушке выполнена соосная с осью раструба цилиндрическая выемка, полость которой сообщена сквозным отверстием с полостью радиальной кольцевой проточки. Полость радиальной кольцевой проточки сообщена с атмосферой, а диаметр цилиндрической выемки превышает диаметр кольцевого утонения металлической герметизирующей заглушки. Изобретение позволяет повысить надежность работы сопла. 3 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкциям сопел летательных аппаратов, в которых устанавливаются заглушки, служащие для защиты внутренней полости летательного аппарата.

Известна конструкция сопла летательного аппарата, в которой внутри сопла установлена заглушка с центральным кольцевым утолщением и с кольцевым пазом по краям утолщения, обеспечивающим гарантируемое разрушение заглушки при воздействии на нее продуктов сгорания топлива двигателя (п. США №3229635 НКИ 239-288, 1966 г.).

Недостаток этой конструкции заключается в том, что данная заглушка вскрывается при одинаковом давлении снаружи и изнутри, поэтому не обеспечивает защиту от воздействия внешних факторов, а именно от внешнего давления, на определенном этапе превышающего расчетное давление прорыва.

Известна конструкция сопла летательного аппарата, в которой заглушка из быстро сгорающего материала, преимущественно пенопласта, установлена внутрь раструба заподлицо с его срезом и имеет радиальную кольцевую проточку на наружной боковой поверхности и кольцевой паз на торцевой поверхности напротив кольцевой проточки (см. п. 2397357, РФ, кл. F02K 9/97, 2010 г.).

Недостаток этой конструкции заключается в том, что материал заглушки имеет небольшой предел прочности, а это может привести при случайном силовом воздействии к разрушению заглушки и как следствие разгерметизации внутренней полости летательного аппарата. Кроме того, в конструкции не предусмотрена связь внутренней полости аппарата с атмосферой, что не позволяет выравнивать внутреннее и внешнее давления при подъеме ракеты в разряженные слои атмосферы. Это может привести к преждевременному вскрытию заглушки.

Известно, что при работе сопел летательных аппаратов на продуктах сгорания топлива, имеющих температуру порядка 1800-3600°K, первые изготавливаются либо из стеклопластика или углепластика, либо из углерод-углеродных композиционных материалов. Так, в книге «Теплостойкие пластмассы» авторов Г.И.Назарова, В.В.Сушкина, М., Машиностроение, 1980 г., приведены характеристики углепластиков, например УВ3Ф2, П-5-12, и стеклопластиков, например П-5-2. В научно-техническом журнале « Двигатель», №2, 1999 г. в статье «Оправа для огня» авторов В.Миронова, Ю.Кочеткова, Н.Давыденко приведена конструкция сопла с насадком из углерод-углеродного композиционного материала.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы путем защиты внутренней поверхности сопла от разрушения.

Указанная задача решается тем, что сопло летательного аппарата, содержащее раструб, изготовленный из эрозионностойкого пресс-материала, металлическую герметизирующую заглушку, скрепленную с внутренней поверхностью раструба органической связкой, защитную заглушку, выполненную из быстро сгорающего материала, преимущественно пенопласта, и имеющую радиальную кольцевую проточку, выполненную на ее наружной боковой поверхности, а также кольцевой паз, выполненный на ее торцевой поверхности напротив радиальной кольцевой проточки, установленную внутрь раструба заподлицо с его срезом и скрепленную с внутренней поверхностью раструба органической связкой, нанесенной на часть наружной боковой поверхности заглушки до кольцевой проточки со стороны меньшего диаметра, металлическая герметизирующая заглушка выполнена с кольцевым утонением, соосным с осью раструба, а в защитной заглушке выполнена соосная с осью раструба цилиндрическая выемка, полость которой сообщена сквозным отверстием с полостью радиальной кольцевой проточки, при этом полость радиальной кольцевой проточки сообщена с атмосферой, а диаметр цилиндрической выемки превышает диаметр кольцевого утонения герметизирующей заглушки.

На фиг.1 приведена конструкция сопла летательного аппарата. На фиг.2 приведено кольцевое утонение металлической герметизирующей заглушки. На фиг.3 приведен вариант выполнения связи полости радиальной кольцевой проточки с атмосферой.

Сопло летательного аппарата состоит из сверхзвуковой части - раструба 1, изготовленного из эрозионностойкого пресс-материала, в который установлена заглушка 2, выполненная из быстро сгорающего материала, преимущественно пенопласта. Последняя контактирует с внутренней поверхностью раструба 1 на длине «L» и закреплена органической связкой 3. На наружной боковой поверхности заглушки 2 выполнена радиальная кольцевая проточка 4, а на ее торцевой поверхности, находящейся внутри раструба, выполнен кольцевой паз 5. Кольцевой паз 5 выполнен напротив радиальной кольцевой проточки 4. Другой торец 6 заглушки 2 установлен заподлицо с торцом 7 раструба 1, а между внутренней поверхностью раструба 1 и частью 8 наружной боковой поверхности заглушки 2 имеется зазор «δ». На торцевой поверхности заглушки 2, находящейся внутри раструба 1, выполнена цилиндрическая выемка 9 диаметром «D1». Ось цилиндрической выемки 9 совпадает с осью 10 раструба 1. Полость выемки 9 соединена сквозным отверстием 11 с полостью радиальной кольцевой проточки 4. Внутри раструба 1 ближе к минимальному сечению сопла установлена герметизирующая металлическая заглушка 12, закрепленная при помощи органической связки и имеющая кольцевое утонение 13 (фиг.2). Кольцевое утонение 13 соосно с осью 10 раструба 1 и имеет диаметр «D2», который меньше диаметра «D1» выемки 9. На фиг.3 показан вариант исполнения заглушки 2, где вместо кольцевого зазора «δ» на поверхности 8 выполнены сквозные продольные пазы 14, равномерно расположенные по поверхности 8, что обеспечивает сообщение полости радиальной кольцевой проточки 4 с атмосферой.

Устройство работает следующим образом. При неработающем двигателе защитная заглушка 2 обеспечивает защиту внутренней полости сопла, а герметизирующая заглушка 12 обеспечивает защиту и герметизацию при несанкционированном разрушении заглушки 2. Это может произойти вследствие малой прочности материала заглушки 2. Если летательный аппарат поднимается в верхние слои атмосферы, то во внутренней полости сопла возникает избыточное давление, которое может привести к нерасчетному вскрытию заглушки 2 по кольцевому пазу 5. Выполнение пазов 14 обеспечивает связь с атмосферой полости радиальной кольцевой проточки 4 и исключает разрушение заглушки 2 по кольцевому пазу 5 при воздействии на заглушку 2 внешнего высокого давления, например взрыва в атмосфере. Для выравнивания давлений выполнено отверстие 11 и создан зазор «δ», либо выполнены пазы 14. При включении сопла в работу под воздействием внутреннего давления заглушка 12 прорывается по кольцевому утонению 13, которое гарантирует расчетное давление вылета. Оторвавшаяся часть заглушки 12 диаметром «D2» попадает в выемку 9 заглушки 2. Благодаря тому, что диаметр «D1» выемки 9 больше диаметра «D2» это происходит гарантировано. Если бы выемка 9 отсутствовала, то оторвавшаяся часть заглушки 12 могла повредить внутреннюю поверхность раструба 1 или разрушить весь раструб 1. После улавливания оторвавшейся части, заглушка 2 вскрывается по пазу 5 и вылетает из сопла. Проведенные экспериментальные работы на воздухе показали следующее. Если заглушка 2 выполнялась без выемки 9, то на внутренней поверхности раструба 1 имелись сколы и трещины. После выполнения выемки 9 сколы и трещины отсутствовали.

Таким образом, как видно из вышеизложенного, обеспечивается повышение надежности работы за счет уменьшения вероятности разрушения раструба.

Сопло летательного аппарата, содержащее раструб, изготовленный из эрозионностойкого пресс-материала, металлическую герметизирующую заглушку, скрепленную с внутренней поверхностью раструба органической связкой, защитную заглушку, выполненную из быстро сгорающего материала, преимущественно пенопласта, и имеющую радиальную кольцевую проточку, выполненную на ее наружной боковой поверхности, а также кольцевой паз, выполненный на ее торцевой поверхности напротив радиальной кольцевой проточки, установленную внутрь раструба заподлицо с его срезом и скрепленную с внутренней поверхностью раструба органической связкой, нанесенной на часть наружной боковой поверхности заглушки до кольцевой проточки со стороны меньшего диаметра, отличающееся тем, что металлическая герметизирующая заглушка выполнена с кольцевым утонением, соосным с осью раструба, а в защитной заглушке выполнена, соосная с осью раструба цилиндрическая выемка, полость которой сообщена сквозным отверстием с полостью радиальной кольцевой проточки, при этом полость радиальной кольцевой проточки сообщена с атмосферой, а диаметр цилиндрической выемки превышает диаметр кольцевого утонения металлической герметизирующей заглушки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к технологии изготовления сопел с эластичным опорным шарниром. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки для сопла ракетного двигателя. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки сопела ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании соплового блока ракетного двигателя твердого топлива. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении сферической заглушки с фланцем для сопла ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел переменной степени расширения в твердотопливных двигателях. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях с раздвижными соплами для определения времени выдвижения насадка в рабочее положение.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании раздвижных сопел твердотопливных ракетных двигателей высотных ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к твердотопливным и гибридным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит корпус и реактивное сопло. На конце реактивного сопла выполнена реборда, за которую герметично крепится крышка ограниченной прочности. В полости двигателя имеется 0,0001-0,1% от веса топлива пятиокиси азота и инертный газ под давлением. Инертным газом является ксенон, криптон, аргон, азот, фреон-22. На крышке смонтированы баллон с запасом газа, имеющий заправочный штуцер, редуктор и перепускной клапан. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 1 ил.

При создании сопла двигательной установки создают внешний поток газов из первичных сопел многокамерной двигательной установки с центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутренний поток газов из первичных сопел жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. Ось симметрии тарельчатого сопла совпадает с осью симметрии центрального тела. Нижнюю кромку единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещают с нижней кромкой центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. Другое изобретение группы относится к составному сопловому блоку многокамерной двигательной установки, включающему первичные сопла и центральное тело в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные сопла многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. Единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя вложено во внутреннюю полость центрального тела. Ось симметрии тарельчатого сопла совпадает с осью симметрии центрального тела. Нижняя кромка единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с нижней кромкой центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс двигательной установки. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в твердотопливном двигателе. Сопло переменной степени расширения содержит частично утопленную стационарную часть раструба, складываемую часть раструба, а также стабилизатор раскладывания панелей. Складываемая часть раструба выполнена из продольных панелей, шарнирно соединенных со стационарной частью. Панели выполнены двухзвенными, а стабилизатор раскладывания панелей выполнен в виде выходного участка раструба, шарнирно соединенного с панелями второго звена. Относительная длина стационарной части раструба сопла составляет 0,23÷0,30, относительная длина панелей первого звена 0,39÷0,46, относительная длина панелей второго звена 0,18÷0,23, а относительная длина стабилизатора 0,08÷0,13. Изобретение позволяет уменьшить габариты сопла и снизить его массу. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет десять и менее секунд. Заглушка сопла ракетного двигателя выполнена в виде сферической мембраны и закреплена на дозвуковой части сопла. Со стороны критического сечения сопла на поверхности сферической мембраны выполнены кольцевое ослабленное сечение и примыкающие к нему на периферии радиально расположенные проточки. Диаметр окружности кольцевого ослабленного сечения составляет 0,93-0,97 диаметра критического сечения сопла. Толщина мембраны в радиально расположенных проточках выполнена равной 1,5-1,8 толщины мембраны в кольцевом ослабленном сечении. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет исключения нерасчетного повышения давления в процессе его запуска и работы. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, их систем управления и стабилизации. Управляющий ракетный двигатель содержит корпус и расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы, имеющие сопло на одном конце и упор с торцом на другом. На каждом из газоходов выполнен паз с ответным ему выступом корпуса. Газоходы скреплены между собой разрывным элементом, а расстояние между их торцами определяется из соотношения, защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет снижения вероятности заклинивания газоходов, а также снизить нагрузку на двигатель при запуске. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Задачей предлагаемого изобретения является создание работоспособного на переходных и стационарных режимах работы устройства охлаждения сверхзвуковой части сопла с низким уровнем давления охладителя (Рохл<<Рк), что должно обеспечить возможность создания высокоэкономичных ЖРД с повышенным давлением в камере, с одновременным упрощением изготовления сопел и повышением их надежности. Решение поставленной задачи достигается тем, что в контуре циркуляции теплоносителя на магистрали, соединяющей выход тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла с входом турбины, установлен обратный клапан, а бак теплоносителя с клапаном присоединен к этой магистрали на участке между обратным клапаном и турбиной. Кроме этого, на участке магистрали между выходом тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла и обратным клапаном подключен выхлопной патрубок с клапаном или ресивер. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя и снизить его стоимость при одновременном обеспечении высокой экономичности. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям с регулированием степени расширения сопла в полете. При работе двигателя в режиме первой ступени степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что торцевая поверхность подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки. Подвижную оболочку выдвигают по направлению к срезу сопла при работе двигателя на режиме первой ступени и перемещают по направлению к смесительной головке, преимущественно, в исходное состояние, при работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней. В жидкостном ракетном двигателе сопло выполнено состоящим из неподвижной оболочки, содержащей как минимум две профилированные последовательно расположенные части, соединенные с камерой и/или элементами конструкции двигателя и установленные с кольцевым зазором по отношению друг к другу, и подвижной оболочки, выполненной в виде полого цилиндра, имеющего возможность осевого перемещения вдоль оси камеры, и размещенной в кольцевом зазоре между частями неподвижной оболочки. Разъем между неподвижной и подвижной оболочками выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла, подвижная оболочка соединена с камерой и/или элементами конструкции двигателя. Изобретение обеспечивает снижение потерь удельного импульса тяги, связанных с недорасширением-перерасширением продуктов сгорания, улучшение массогабаритных характеристик. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх