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



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

 


Владельцы патента RU 2517958:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

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 ракетной технике и может быть использовано при разработке ракетных двигателей с регулированием степени расширения сопла в полете.

Известен сопловой насадок в составе раздвижного сопла, содержащий стационарную часть, выдвигаемые секции, цилиндрические вставки, удаляемые после завершения раздвижки (международная заявка WO 98/28533 от 02.07.1998 г.).

Известен также сопловой насадок (патент РФ №2293868 от 20.02.2007 г.), в котором на цилиндрическую вставку установлен кольцевой щиток. Раздвижка производится во время работы двигателя. При этом газовая струя продуктов сгорания топлива, взаимодействуя с цилиндрической вставкой и щитком, создает газодинамическую силу, которая обеспечивает движение и раздвижку насадков.

Известен способ повышения среднетраекторного удельного импульса тяги и сопловой насадок для ракетного двигателя для реализации указанного способа, содержащий неподвижную часть, выдвигаемую секцию с цилиндрической вставкой и щитком, при этом разъем между неподвижной частью и выдвигаемой секцией выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла (патент РФ №2353791, МПК: F02K 1/09, P02K 9/97 - прототип).

Сопловой насадок имеет неподвижную часть и выдвигаемую секцию, к которой крепится цилиндрическая вставка со щитком.

Указанный способ реализуется следующим образом.

После расфиксации, выдвигаемую секцию под действием газодинамических сил, создаваемых на цилиндрической вставке и щитке, за счет истечения продуктов сгорания, перемещают из сложенного положения в рабочее. По завершении процесса раздвижки, цилиндрическую вставку и щиток удаляют из внутреннего контура сопла, при этом увеличивается степень расширения сопла и, соответственно, удельный импульс тяги. Указанная конструкция соплового насадка ракетного двигателя позволяет увеличить степень расширения сопла в полете, за счет того что расширение продуктов сгорания будет происходить по срезу выдвигаемой секции, который больше выходного диаметра неподвижной части.

Основными недостатками являются сложность конструкции, одноразовость применения цилиндрической вставки и щитка, возможность изменения степени расширения сопла дискретно, причем только в большую сторону.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, и создание способа повышения среднетраекторного удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя и жидкостного ракетного двигателя для реализации предложенного способа, применение которых позволит снизить потери удельного импульса тяги, связанные с недорасширением/перерасширением продуктов сгорания, упростить конструкцию двигателя и улучшить его массогабаритные характеристики.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном способе повышения среднетраекторного удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя, содержащего как минимум камеру с соплом, заключающемся в увеличении геометрической степени расширения сопла при изменении высоты полета путем изменения профиля сопла, согласно изобретению, 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 упомянутая торцевая поверхность указанной подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки, при этом упомянутую 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 положение, при работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней.

Для реализации указанного способа, предложен жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, размещенные, преимущественно, на регенеративно охлаждаемой камере, содержащей смесительную головку, камеру сгорания с соплом, состоящим из неподвижных и подвижных профилированных оболочек, взаимодействующих между собой и образующих профиль сопла, в котором, согласно изобретению, 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 упомянутыми частями неподвижной оболочки.

В варианте исполнения, разъем между неподвижной и подвижной оболочками выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла.

Величина 4,0-5,0 диаметров критического сечения определена по результатам экспериментальных исследований на модельных и крупногабаритных двигателях и является оптимальной также с точки зрения обеспечения заданных энергомассовых характеристик двигателя.

В варианте исполнения, подвижная оболочка соединена с камерой и/или элементами конструкции двигателя.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид предложенного двигателя, на фиг.2 - общий вид камеры с подвижной внутренней профилированной оболочкой в выдвинутом положении, на фиг.3 - схема камеры с подвижной внутренней профилированной оболочкой в выдвинутом положении, на фиг.4 - схема камеры с подвижной внутренней профилированной оболочкой в убранном положении.

Предложенный способ может быть реализован при помощи жидкостного ракетного двигателя, имеющего следующую конструкцию.

Двигатель содержит камеру 1 со смесительной головкой 2, газогенератор 3, турбонасосный агрегат 4, агрегаты питания и регулирования 5. Сопло камеры выполнено состоящим из двух профилированных оболочек - неподвижной 6 и подвижной 7. Камера 1 имеет критическое сечение 8.

Выходная часть неподвижной профилированной оболочки 6 может быть закреплена как на камере 1, так и на элементах конструкции двигателя, предпочтительно, на раме двигателя 9. Перемещение подвижной внутренней профилированной оболочки 7, выполненной в виде полого цилиндра, осуществляется при помощи механизма выдвижения 10, содержащего зубчатую рейку 11 и шестерню с приводом 12.

Предложенный способ может быть реализован при помощи предложенного жидкостного ракетного двигателя следующим образом.

Компоненты топлива при помощи турбонасосного агрегата 4, приводимого в действие продуктами сгорания компонентов топлива, получаемыми в газогенераторе 3, и управляемого агрегатами питания и регулирования 5, подают в смесительную головку 2. В смесительной головке происходит перемешивание компонентов топлива между собой, их воспламенение и дальнейшее сгорание в камере сгорания с образованием продуктов сгорания. Продукты сгорания поступают к критическому сечению 8 камеры 1, проходят его, ускоряются и поступают к выходному сечению сопла.

При работе двигателя в режиме первой ступени, подвижную внутреннюю профилированную оболочку 7 выдвигают из неподвижной оболочки 6 таким образом, что на неподвижной профилированной оболочке 6 образуется кольцевой уступ с выходным диаметром, равным внутреннему диаметру подвижной внутренней профилированной оболочки 7. Выдвижение происходит путем подачи команды на привод 12 шестерни. Шестерня начинает вращаться и перемещается по зубчатой рейке 11 вдоль оси камеры 1 вместе с подвижной внутренней профилированной оболочкой 7 по направлению к срезу сопла камеры. Для исключения заклинивания подвижной внутренней профилированной оболочки 7 в направляющих применяется несколько приводов 12, работающих синхронно.

В этом случае, расширение продуктов сгорания будет происходить по части неподвижной профилированной оболочки 6, до места установки подвижной внутренней профилированной оболочки 7, при этом степень расширения сопла будет определяться как отношение внутреннего диаметра подвижной внутренней профилированной оболочки 7 к площади критического сечения 8 камеры 1. В этом случае степень расширения продуктов сгорания будет расчетной для данного участка полета и давления окружающей среды.

При работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней, подвижную внутреннюю оболочку 7 перемещают по направлению к смесительной головке 2 и устанавливают в такое положение, при котором ее наружный профилированный контур будет являться частью профилированной неподвижной оболочки 6. Перемещение подвижной внутренней профилированной оболочки 7 в исходное положение происходит путем подачи команды на привод 12 шестерни. Шестерня начинает вращаться и перемещается по зубчатой рейке 11 вдоль оси камеры 1 вместе с подвижной профилированной оболочкой 7 по направлению к смесительной головке 2.

В этом случае, расширение продуктов сгорания будет происходить по внутренней поверхности неподвижной профилированной оболочки 6, при этом степень расширения сопла будет определяться как отношение диаметра среза сопла неподвижной профилированной оболочки 6 к площади критического сечения 8 камеры 1. В этом случае степень расширения продуктов сгорания также будет расчетной для данного участка полета и давления окружающей среды.

За счет того что при работе двигателя давление продуктов сгорания на срезе сопла на каждом участке траектории полета будет близко к оптимальному, потери, связанные с недорасширением/перерасширением продуктов сгорания, будут минимальными, что, в конечном итоге, позволит повысить среднетраекторный удельный импульс тяги и использовать один и тот же двигатель для работы в режиме первой и последующих ступеней.

Использование предложенного технического решения позволит создать жидкостный ракетный двигатель с регулируемой степенью расширения сопла по всей траектории полета.

1. Способ повышения среднетраекторного удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя, содержащего как минимум камеру с соплом, заключающийся в увеличении геометрической степени расширения сопла при изменении высоты полета путем изменения профиля сопла, отличающийся тем, что 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 упомянутая торцевая поверхность указанной подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки, при этом упомянутую 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 положение, при работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней.

2. Жидкостный ракетный двигатель для реализации способа по п.1, содержащий устройство для получения рабочего тела для привода турбонасосного агрегата, преимущественно, газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, размещенные, преимущественно, на регенеративно охлаждаемой камере, содержащей смесительную головку, камеру сгорания с соплом, состоящим из неподвижных и подвижных профилированных оболочек, взаимодействующих между собой и образующих профиль сопла, отличающийся тем, что 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 упомянутыми частями неподвижной оболочки.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что разъем между неподвижной и подвижной оболочками выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что подвижная оболочка соединена с камерой и/или элементами конструкции двигателя.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет десять и менее секунд.

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла жидкостного ракетного двигателя оживальной формы. Сопло состоит из нескольких автономных трапецеидальных секторов оживальной формы, соединенных в осевом направлении. Формообразование оживального профиля пакета внутренней и наружной стенок каждого сектора выполняют взрывом, на наружной поверхности внутренней стенки каждого сектора фрезерованием выполняют пазы переменной ширины с образованием ребер каналов охлаждения, каждую внутреннюю стенку сектора оживального профиля накрывают отформованной тонкостенной наружной стенкой и соединяют их, после чего проводят гидропневмоиспытания секторов, затем их торцы подвергают механической обработке и секторы сваривают продольными профильными швами в готовое сопло с последующим неразрушающим контролем сварных швов и гидропневмоиспытанием секторов. Изготовить сопло жидкостного ракетного двигателя можно по другому варианту из нескольких плоских трапецеидальных секторов. При этом фрезерование пазов в каждом секторе и их соединение выполняют в плоском виде. Формообразование оживального профиля сопла выполняют штамповкой взрывом или разжимными пуансонами. Соединение наружной и внутренней стенок осуществляют пайкой или лазерной сваркой. Количество секторов определяют шириной листа заготовки и диаметром сопла. Сварку секторов между собой выполняют лазерной или электронно-лучевой сваркой. Изобретение обеспечивает получение прочной и надежной конструкции крупногабаритного сопла оживальной формы независимо от габаритов, изготовление которой не требует уникального оборудования и значительных капитальных вложений. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. ЖРД включает турбонасосный агрегат (ТНА) 1, газогенератор 2, выхлопной тракт турбины ТНА 3, камеру сгорания 4 с радиационно-охлаждаемым насадком сопла 5 и коллектором 6 на сопле камеры сгорания 4, сообщенным с выхлопным трактом 3, при этом вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 5 выполнен кожух 7, коллектор 6 расположен в зоне стыка радиационно-охлаждаемого насадка 7 и регенеративно-охлаждаемой части сопла камеры 4 и сообщен с входом в кольцевую полость, образованную кожухом 7 и стенкой радиационно-охлаждаемого насадка 7, выход которой сообщен с расположенным вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 7 кольцевым сверхзвуковым соплом 8. При этом в качестве материала кожуха 7 может быть использована плотная термостойкая ткань. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигателя и увеличение удельного импульса. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной твердотопливной техники и может быть использовано в конструкциях поворотных сопл из композиционных материалов. Корпус раструба поворотного сопла из композиционных материалов содержит оболочку в виде усеченного конуса с двумя присоединительными фланцами у большого и малого оснований, а также силовой шпангоут с закладными деталями для взаимодействия с механизмами поворота сопла. Оболочка в зоне установки шпангоута выполнена с кольцевым поясом с торцовой поверхностью, фиксирующей положение шпангоута в осевом направлении, и объединена со шпангоутом в неразъемную конструкцию с образованием кольцевого пространства между наружной поверхностью пояса и внутренней поверхностью шпангоута. В кольцевое пространство встроены закладные детали, взаимодействующие с механизмами поворота сопла. Боковая поверхность шпангоута со стороны большого основания оболочки выполнена с усиленным кольцевым ребром, образованным перегибом ткани вокруг введенного в его конструкцию жесткого диска из материала, совместимого с материалом шпангоута, и оформлена как фланец для встраивания корпуса в систему составных частей сопла. Изобретение позволяет повысить надежность раструба поворотного сопла, а также снизить его массу и трудоемкость изготовления. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх