Заглушка сопла ракетного двигателя



Заглушка сопла ракетного двигателя
Заглушка сопла ракетного двигателя
Заглушка сопла ракетного двигателя
Заглушка сопла ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2513862:

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

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 разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет 10 и менее секунд.

Известна заглушка, в которой для уменьшения массы вылетающих частей применяется лепестковая мембрана (см. книгу Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе./Под общей редакцией чл.-корр. Российской академии наук, проф. Л.Н. Лаврова. - М.: Машиностроение, 1993, рис.3.37, стр.163). Эта заглушка включает в себя сферическую мембрану с радиально расходящимися от центра ослабленными сечениями. При запуске двигателя мембрана разрушается только по ослабленным сечениям, лепестки заглушки раскрываются по потоку продуктов сгорания и сгорают в процессе работы.

Недостатком данной конструкции является то, что она при раскрытии может перекрыть критическое сечение, что может привести к росту давления в камере на начальном этапе работы двигателя, что недопустимо для двигателей, время работы которых составляет 10 и менее секунд.

Технической задачей данного изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя.

Технический результат достигается тем, что в заглушке, выполненной в виде закрепленной на дозвуковой части сопла сферической мембраны, на поверхности которой со стороны критического сечения сопла 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, а толщина мембраны в радиально расположенных проточках выполнена равной 1,5-1,8 толщины мембраны в кольцевом ослабленном сечении.

Использование в сопле ракетного двигателя заглушки предлагаемой конструкции позволит обеспечить после запуска двигателя расчетный уровень давления в камере сгорания.

Приведенные в формуле относительные размеры ослабленных сечений заглушки являются существенными признаками изобретения, так как позволяют надежно и практически мгновенно освобождать сопловой тракт от вылетающих и перекрывающих критическое сечение частей заглушки. Размеры ослабленных сечений получены по результатам проведенных расчетов и подтверждены стендовыми испытаниями. Расчеты проведены, исходя из требуемых значений давления в камере сгорания двигателя и времени срабатывания заглушки. При этом для расчетов в качестве материала заглушки выбран алюминиевый сплав АД1М. Расчетные геометрические параметры подтверждены при испытаниях модельных двигателей.

На фиг.1 изображена конструкция предлагаемой заглушки в сечении. На фиг.2 показан выносной элемент А фиг.1. На фиг.3 показана заглушка со стороны критического сечения (вид Б). На фиг.4 показано состояние элементов заглушки после воздействия давления от продуктов сгорания топлива.

Между входным вкладышем 1 дозвуковой части сопла 2 и ТЗП корпуса 3 двигателя установлена заглушка 4, представляющая собой сферическую мембрану, на которой выполнены кольцевое ослабленное сечение 5 и радиально расположенные проточки 6.

Диаметр d окружности кольцевого ослабленного сечения 5, составляющий 0,93-0,97 диаметра критического сечения D сопла 2, выбран таким образом, что при вскрытии центральной части заглушки 4 и раскрытии лепестков, не будет поврежден вкладыш 7 критического сечения и не будет перекрыто критическое сечение сопла. Толщины мембраны выбраны таким образом, что сначала она рвется в кольцевом ослабленном сечении 5, открывается отверстие в заглушке диаметром, меньшим диаметра критического сечения сопла, и центральная часть заглушки отделяется, а затем происходит раскрытие заглушки по радиально расположенным проточкам 6, толщина мембраны в которых выполнена равной 1,5-1,8 толщины мембраны в кольцевом ослабленном сечении 5.

Особенности работы заглушки заключаются в следующем: при срабатывании воспламенителя (на фиг. не показан) и достижении давления в 10 кгс/см2, сначала рвется мембрана заглушки 4 в кольцевом ослабленном сечении 5, и центральная часть вылетает из сопла 2, при этом не деформируя вкладыш 7 критического сечения. Сразу после вылета центральной части мембрана рвется по радиально расположенным проточкам 6, заглушка 4 раскрывается и ложится лепестками на входной вкладыш 1, не уменьшая при этом диаметр критического сечения сопла.

Заглушка сохраняет целостность при воздействии на нее внешних погодных факторов. Использование изделия позволит исключить нерасчетное повышение давления в процессе запуска и работы двигателя, повысить надежность работы ракетного двигателя.

Заглушка сопла ракетного двигателя, выполненная в виде закрепленной на дозвуковой части сопла сферической мембраны, на поверхности которой со стороны критического сечения сопла выполнены кольцевое ослабленное сечение и примыкающие к нему на периферии радиально расположенные проточки, отличающаяся тем, что диаметр окружности кольцевого ослабленного сечения составляет 0,93-0,97 диаметра критического сечения сопла, а толщина мембраны в радиально расположенных проточках выполнена равной 1,5-1,8 толщины мембраны в кольцевом ослабленном сечении.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение относится к твердотопливным и гибридным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит корпус и реактивное сопло.

Изобретение относится к ракетной технике. .

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

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 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.

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.

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива. Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей. Подвижное сопло жестко соединено с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющим цилиндр на переднюю и заднюю по ходу движения ракеты рабочие полости. Подвижное сопло и цилиндр соединены механическими пружинами. Рабочие полости соединены с камерой горения двигателя и сообщены с окружающей средой. Канал, соединяющий рабочие полости с камерой сгорания, выполнен в горловине сопла и имеет дроссельные отверстия. С окружающей средой рабочие полости сообщены через дроссели переменного сечения, причем каждый из дросселей переменного сечения передней и задней рабочих полостей выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем. Изобретение позволяет уменьшить массогабаритные показатели соплового блока. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракетный двигатель с раздвижным диффузором содержит сопло истечения газов, исходящих из камеры сгорания, причем сопло имеет продольную ось (ZZ') и содержит первую часть, определяющую критическое сечение сопла и первую неподвижную секцию (12) диффузора, по меньшей мере одну вторую выдвижную секцию (16) диффузора, сечение которой больше сечения первой неподвижной секции (12) диффузора, и механизм (18) выдвижения второй выдвижной секции (16) диффузора, расположенный снаружи от первой и второй секций (12, 16) диффузора. Экран (102) тепловой защиты встроен между механизмом (18) выдвижения и первой неподвижной секцией (12) диффузора. Экран (102) тепловой защиты содержит выпуклую стенку (104) на стороне, обращенной к первой неподвижной секции (12) диффузора. Изобретение обеспечивает повышение надежности ракетного двигателя с раздвижным диффузором путем снижения влияния теплового излучения от диффузора во время работы ракетного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. В сверхзвуковой части осесимметричного сопла ракетного двигателя установлена вставка, которая имеет длину, выходной диаметр и степень расширения, меньшие, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла. Вставка занимает два установочных положения - примыкает к стенке сверхзвуковой части сопла при полете в плотных слоях атмосферы и размещается вне области аэродинамической интерференции с задней кромкой стенки при полете в разреженной атмосфере. В положении, предназначенном для полета в разреженной атмосфере, передняя кромка вставки примыкает к поверхности, которая ограничивает возмущения, достигающие стенки, и касательная к образующей которой, проходящая через кромку выходного сечения сопла, направлена под углом к касательной к образующей стенки в выходном сечении, где М - местное число Маха около стенки в выходном сечении сопла. Технический результат - увеличение тяги сопла при заданных габаритах. 4 ил.

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами. Изобретение позволяет увеличить надежность работы РД без уменьшения скорости. 1 ил.
Наверх