Способ изготовления вкладыша с соплом жидкостного ракетного двигателя

Авторы патента:

Никитин Владимир Викторович (RU)

Удинцев Петр Геннадьевич (RU)

Воробьев Анатолий Сергеевич (RU)

Чунаев Владимир Юрьевич (RU)

Кошлаков Владимир Владимирович (RU)

Федотов Юрий Дмитриевич (RU)

Ширяев Михаил Иванович (RU)

Миронов Вадим Всеволодович (RU)

F02K9/97 - ракетные сопла (управление величиной и направлением тяги F02K 9/80)

Владельцы патента RU 2478819:

Открытое Акционерное Общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике. Способ изготовления заготовки вкладыша намоткой на оправку волокнистого материала со связующим, полимеризацию, снятие с оправки заготовки вкладыша и выполнение ее механической и высокотемпературных обработок. При изготовлении заготовки вкладыша на оправку производят геликоидную намотку препрега тканой ленты, выполненной с продольным перегибом по середине и ориентацией волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине, и прижимом перегиба к оправке нитью, расположенной в перегибе. Затем намотанные слои ленты сжимают вдоль оси оправки с фиксацией их между шайбами и выполняют полимеризацию. После чего заготовку вкладыша снимают с оправки и выполняют ее механическую и высокотемпературные обработки. Изобретение обеспечивает повышение качества изготовления вкладыша с соплом. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике.

Известен способ изготовления вкладыша с соплом жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), включающий изготовление заготовки вкладыша намоткой на оправку волокнистого материала со связующим, полимеризацию, снятие с оправки заготовки вкладыша и выполнение ее механической и высокотемпературных обработок, усматриваемый из патента RU 93438 на полезную модель «Модель камеры жидкостного ракетного двигателя», опубл. 27.04.2010.

По своим признакам и достигаемому результату этот способ наиболее близок к заявляемому и принят за прототип.

Недостаток известного способа заключается в том, что при его использовании намотка заготовки вкладыша с соплом ведется с расположением волокон материала кольцевыми или близкими к ним слоями, и ведет при выгорании участков последних в процессе работы ЖРД к ощутимому ухудшению движения газового потока в сопле.

Технический результат изобретения заключается в повышении надежности способа.

Названный технический результат достигается благодаря тому, что в способе изготовления вкладыша с соплом ЖРД, включающем изготовление заготовки вкладыша намоткой на оправку волокнистого материала со связующим, полимеризацию, снятие с оправки заготовки вкладыша и выполнение ее механической и высокотемпературных обработок, согласно изобретению при изготовлении заготовки вкладыша на оправку производят геликоидную намотку препрега тканой ленты, выполненной с продольным перегибом по середине и ориентацией волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине, и прижимом перегиба к оправке нитью, расположенной в перегибе, затем намотанные слои ленты сжимают вдоль оси оправки с фиксацией их между шайбами и выполняют полимеризацию, после чего заготовку вкладыша снимают с оправки и выполняют ее механическую и высокотемпературные обработки.

Ниже, со ссылкой на прилагаемые чертежи - Фиг.1, 2, 3, 4, дается описание предлагаемого способа.

Способ изготовления вкладыша 1 с соплом 2 ЖРД предусматривает изготовление заготовки 3 вкладыша 1 намоткой на оправку 4 волокнистого материала со связующим, полимеризацию, снятие с оправки 4 заготовки 3 вкладыша 1 и ее механическую и высокотемпературные обработки.

При изготовлении заготовки 3 вкладыша 1 на оправку 4 производят геликоидную намотку препрега тканой ленты 5, выполненной с продольным перегибом 6 по середине и ориентацией волокон ее основы 7 и утка 8 под углами α₀ и α_y соответственно к продольной кромке 9 ленты 5, близкими по величине, например, α₀≈α_y с погрешностью не более 5° - Фиг.1, 2 (что повысило продольную жесткость ленты и обеспечило практически одинаковое расположение волокон основы и утка относительно продольного перегиба ленты).

Процесс намотки препрега тканой ленты 5 ведут с прижимом силой F перегиба 6 к оправке 4 нитью 10, расположенной в перегибе 6 - Фиг.1, 2 (что позволило уменьшить в процессе намотки вытяжение ленты 5 и, следовательно, разброс плотности и углов α₀ и α_y волокнистого материала в наматываемых витках заготовки вкладыша).

Затем намотанные слои ленты 5 сжимают вдоль оси оправки 4 с фиксацией их между шайбами 11, 12, например, гайкой 13 - Фиг.3 и выполняют полимеризацию (чем обеспечивается повышенная плотность волокнистого материала в заготовке вкладыша).

После чего заготовку 3 вкладыша 1 снимают с оправки 4 и выполняют ее механическую и высокотемпературные обработки, например карбонизацию и пироуплотнение - Фиг.4.

При эксплуатации вкладыша 1 с соплом 2 происходит оплавление и унос поверхностного слоя сопла 2 под действием высокой температуры потока отходящих продуктов горения ЖРД (что сопровождается меньшим нарушением геометрии сопла и меньшим ухудшением его поверхностного сопротивления отходящим продуктам сгорания топлива из-за оплавления и уноса поверхностного слоя сопла с торцов волокон основы и утка).

Способ изготовления вкладыша с соплом ЖРД характеризуется по сравнению с прототипом повышенной надежностью.

Способ изготовления вкладыша с соплом жидкостного ракетного двигателя, включающий изготовление заготовки вкладыша намоткой на оправку волокнистого материала со связующим, полимеризацию, снятие с оправки заготовки вкладыша и выполнение ее механической и высокотемпературных обработок, отличающийся тем, что при изготовлении заготовки вкладыша на оправку производят геликоидную намотку препрега тканой ленты, выполненной с продольным перегибом посередине и ориентацией волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине, и прижимом перегиба к оправке нитью, расположенной в перегибе, затем намотанные слои ленты сжимают вдоль оси оправки с фиксацией их между шайбами и выполняют полимеризацию, после чего заготовку вкладыша снимают с оправки и выполняют ее механическую и высокотемпературные обработки.

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

Сопло летательного аппарата // 2478817

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.

Способ сборки сопла с эластичным опорным шарниром // 2478815

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

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2478814

Изобретение относится к ракетной технике. .

Способ изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (жрд) // 2465483

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

Способ изготовления сферической заглушки с фланцем для сопла ракетного двигателя // 2460900

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

Способ изготовления сферической заглушки с фланцем для сопла ракетного двигателя // 2460899

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

Сопловой блок // 2459106

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

Способ изготовления сферической заглушки с фланцем для сопла ракетного двигателя // 2459105

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.

Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива // 2459104

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

Ракетный двигатель староверова - 11 // 2505700

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.

Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа // 2511800

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.

Сопло переменной степени расширения // 2513064

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.

Заглушка сопла ракетного двигателя // 2513862

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.

Управляющий ракетный двигатель // 2514327

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.

Устройство для регенеративного охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостного ракетного двигателя // 2514570

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.

Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя // 2515576

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.

Способ повышения среднетраекторного удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель для реализации указанного способа // 2517958

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.

Способ изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя // 2519003

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.

Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя // 2524785

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору. Опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов, и плоской частью наружным диаметром 0,2…0,3 максимального диаметра опоры. Между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры. На конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной 0,03…0,15 максимального диаметра опоры. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя в период выхода на режим. 1 ил.