Раздвижное сопло ракетного двигателя



Раздвижное сопло ракетного двигателя
Раздвижное сопло ракетного двигателя
Раздвижное сопло ракетного двигателя
Раздвижное сопло ракетного двигателя
Раздвижное сопло ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2478818:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании раздвижных сопел твердотопливных ракетных двигателей высотных ступеней ракет. Раздвижное сопло ракетного двигателя содержит раструб, выдвигаемый насадок, элементы фиксации насадка, шарнирно-рычажный механизм и привод выдвижения насадка. Привод выдвижения представляет собой электродвигатель, установленный на оси одного из звеньев шарнирно-рычажного механизма. Статор электродвигателя соединен с одним рычагом шарнирно-рычажного механизма, а ротор - с другим рычагом. Шарнирно-рычажный механизм выдвижения установлен на внутренней поверхности раструба с возможностью сбрасывания после фиксации насадка в рабочем положении. Изобретение позволяет снизить массу сопла, а также повысить его надежность. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

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

Известно раздвижное телескопическое сопло, в котором для выдвижения насадка в качестве привода использован электрический двигатель (патенты РФ №№2190111, 2283966).

Известно раздвижное телескопическое сопло для ракетных двигателей (патент США №3526365 - прототип) с применением подпружиненного шарнирно-рычажного механизма, обеспечивающего направленное выдвижение конических секций (телескопических насадков) сопла.

Конические секции раструба соединены складывающимися поворотными рычагами, каждый из которых образует систему шарнирно-соединенных тяг, расположенных вокруг сопла и образующих в совокупности механизм центрирования, обеспечивающий осевое выдвижение секций. Пружины удерживают рычаги и конические секции в раздвинутом положении. В сложенном положении рычаги фиксируются механизмом, который освобождает их при выдвижении секций.

В данной конструкции на осях шарнирно соединенных рычагов навиты проволочные винтовые пружины кручения, которые взаимодействуют с рычагами, в свою очередь, также шарнирно присоединенными на наружной поверхности конических секций сопла. После снятия жесткой механической связи рычагов, за счет высвобождаемой энергии навитых пружин, рычаги принудительно поворачиваются, при этом одновременно выдвигается коническая секция до сопряжения его с раструбом. Упругие силы пружин удерживают конические секции в выдвинутом положении. Система рычагов, размещенных на наружной поверхности сопрягаемых конических секций, обеспечивает им осевое направленное выдвижение в конечное рабочее положение с сопряжением мест стыка. Пружины при этом являются приводом выдвижения насадка.

Недостатком пружинного привода является невозможность регулирования скорости движения выдвигаемых насадков, что при требуемых временных ограничениях на процесс стыковки может приводить к существенным нагрузкам ударного характера на элементы конструкции в процессе присоединения секций. В этом случае, исходя из обеспечения прочности, требуется увеличение толщин элементов несущей конструкции, что приводит к увеличению массы сопла и двигателя в целом.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение надежности работы сопла благодаря снижению нагрузок, действующих в процессе стыковки насадка с раструбом, а также уменьшение толщин элементов несущей конструкции и, соответственно, снижение массы сопла.

Технический результат достигается тем, что в раздвижном сопле ракетного двигателя, содержащем раструб, выдвигаемый насадок, элементы фиксации насадка в сложенном и рабочем положении, шарнирно-рычажный механизм осевого выдвижения насадка и привод выдвижения насадка, в качестве привода использован электродвигатель, установленный на оси одного из звеньев шарнирно-рычажного механизма, при этом статор электродвигателя соединен с одним рычагом, а ротор - с другим рычагом.

Для дополнительного уменьшения массы сопла шарнирно-рычажный механизм выдвижения может быть установлен на внутренней поверхности раструба с возможностью сбрасывания после фиксации насадка в рабочем положении.

Отличительные признаки являются существенными, так как позволяют обеспечить заданную скорость выдвижения насадка, исключая тем самым нерегламентированные ударные нагрузки на элементы конструкции.

На фиг.1, 2 представлен общий вид предлагаемого сопла в разрезе, на фиг.3 представлен разрез А-А вдоль оси шарнирного соединения рычагов, на фиг.4, 5 показаны элементы фиксации насадка в сложенном положении.

Сопло содержит раструб 1, шарнирно соединенный с рычагом 2, и насадок 3, шарнирно соединенный с рычагом 4. Рычаги 2, 4, в свою очередь, шарнирно соединены между собой, образуя шарнирно-рычажный механизм выдвижения.

Рычаги 2, 4 (см. фиг.2) соединены между собой через ротор 5, ось которого является осью их шарнирного соединения. Ротор 5 жестко соединен с рычагом 2, например, с помощью фиксатора 6. При этом ротор 5 помещен в отверстие 7, выполненное в статоре 8, образуя электродвигатель. Статор жестко соединен с рычагом 4, например, запрессован по посадке. От осевого перемещения рычаги 2, 4 установлены через ограничительные шайбы 9.

Соосность рычагов 2, 4 рычажного механизма в шарнирном соединении обеспечивается втулками 10 (с антифрикционным покрытием).

В направляющем цилиндре 11, в зоне его свободного торца (среза), выполнены отверстия 12 (см. фиг.4-5), через которые проходят шпонки 13, скрепленные с охватывающим их бандажом в виде ленты 14, концы которой стягиваются, например, пироболтом (стягивающее устройство не показано). При этом шпонки 13 размещены в кольцевой проточке 15 на раструбе 1, тем самым осуществляется фиксация насадка 3 в сложенном транспортном положении.

В рабочем положении фиксация насадка 3 выполняется с помощью отгибных пластин (цанг) 16. Герметизация стыка насадка 3 с раструбом 1 обеспечивается уплотнением 17, одновременно исполняющим роль амортизатора при присоединении и фиксации насадка.

Раздвижное сопло работает следующим образом.

После подачи командного сигнала от системы управления на разъединение бандажной ленты 14 путем разрушения пироболта происходит высвобождение энергии упругих сил бандажной ленты 14 с разлетом ее ветвей, что сопровождается удалением шпонок 13 из кольцевой проточки 15 и отверстий 12. Тем самым нарушается жесткая связь цилиндра 11 с раструбом 1.

После этого от системы управления подается командный сигнал управляющих токов на электрическую обмотку статора 8 рычага 4. Образуется крутящий момент, разворачивающий ротор 5 совместно с рычагом 2 и втулкой 10. Благодаря их жесткому соединению, возникает сила, направленная в сторону среза раструба 1. К определенному моменту пути выдвижения насадок 3 набирает максимальную скорость, сохраняя ее до конечного участка пути выдвижения, в процессе которого скорость насадка 3 снижается созданием крутящего момента путем подачи тока с системы управления на обмотку статора 8, разворачивающего ротор 5 в противоположном направлении. Возникает сила, противоположно направленная срезу раструба 1. Снижение скорости происходит до величины, необходимой для фиксации насадка в рабочем положении. После фиксации насадка подача тока на обмотку статора прекращается.

Насадок 3 по ходу движения в конце пути шпангоутом обжимает отгибные пластины 16. Проходя далее, торцом шпангоута при встрече с уплотнением 17 сжимает его и уплотняет стык с фиксацией насадка 3 в рабочем положении на отгибных пластинах 16.

Таким образом, использование изобретения позволит снизить нагрузки, действующие в процессе стыковки насадка с раструбом, повысить надежность, уменьшить толщину элементов несущей конструкции и, соответственно, снизить их массу.

1. Раздвижное сопло ракетного двигателя, содержащее раструб, выдвигаемый насадок, элементы фиксации насадка, шарнирно-рычажный механизм и привод выдвижения насадка, отличающийся тем, что в нем в качестве привода выдвижения использован электродвигатель, установленный на оси одного из звеньев шарнирно-рычажного механизма, при этом статор электродвигателя соединен с одним рычагом, а ротор - с другим рычагом.

2. Раздвижное сопло ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что шарнирно-рычажный механизм выдвижения установлен на внутренней поверхности раструба с возможностью сбрасывания после фиксации насадка в рабочем положении.



 

Похожие патенты:

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.

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

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.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления сопла камеры сгорания ЖРД, включающий изготовление наружной и внутренней оболочек, сборку оболочек, пайку, выполнение перепускных отверстий охладителя в одном или нескольких подколлекторных кольцах, сварку одного или нескольких коллекторов с подколлекторными кольцами, согласно изобретению пайку сопла камеры сгорания осуществляют до выполнения перепускных отверстий охладителя в подколлекторных кольцах или при выполнении перепускных отверстий охладителя не на всю толщину стенки подколлекторных колец, затем после пайки в подколлекторных кольцах выполняют перепускные отверстия охладителя на всю толщину стенки подколлекторных колец и приваривают коллекторы с наконечниками к соплу, причем отверстия выполняют механическим или электроэрозионным сверлением. Изобретение обеспечивает повышение качества паяного соединения, а также исключает засорение перепускных отверстий в подколлекторном кольце и пазов охлаждающего тракта. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх