Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя содержит подвижный кольцевой экран с буртиком и сферической поверхностью, установленный на поворотной камере сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный сферический экран с буртиком, промежуточный сферический экран с буртиком. Промежуточный экран перекрывает зазор между подвижным и неподвижным экранами при повороте камеры. Сферические поверхности подвижного, неподвижного и промежуточного экранов имеют один центр сфер, совпадающий с центром качания камеры. Изобретение позволяет повысить эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя при работе ЖРД, снизить массогабаритные характеристики. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Известна донная защита хвостового отсека ракеты-носителя (заявка РФ с положительным решением №2011146508 от 16.11.2011, МПК B64G 1/52, B64G 1/40), содержащая неподвижную часть в виде плоского экрана и упругого кольца с радиальными разрезами, закрепленных на раме двигателя, и подвижную часть в виде сферического кольцевого экрана, установленного на поворотной камере сгорания (КС).

Недостатком известного технического решения является недостаточная эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя из-за возможности образования щелевого зазора при радиальном смещении оси КС относительно оси упругого кольца, так как эти оси не взаимосвязаны, а также существенные массогабаритные характеристики устройства из-за большого диаметра подвижного сферического кольцевого экрана, необходимого для перекрытия зазора между КС и неподвижным упругим кольцом в нулевом положении КС и при ее отклонении на заданный угол управления вектором тяги ракеты-носителя.

Известна донная защита хвостового отсека ракеты носителя (патент №2347725 от 20.11.2006, МПК B64G 1/40, МПК B64G 1/52, прототип), содержащая неподвижный и подвижный сферические кольцевые экраны с кольцевым целевым зазором между ними.

Недостатком известного технического решения является недостаточная эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя из-за наличия кольцевого щелевого зазора при существенных массогабаритных характеристиках устройства из-за большого диаметра подвижного кольцевого экрана, необходимого для обеспечения перекрытия зазора между КС и неподвижным экраном в нулевом положении КС и при ее отклонении на заданный угол управления вектором тяги ракеты-носителя.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое техническое решение, является повышение эффективности тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя при работе ЖРД и снижение массогабаритных характеристик донной защиты.

Указанная задача решается тем, что в донной защите хвостового отсека ракеты-носителя, содержащей подвижный кольцевой экран со сферической поверхностью, установленный на поворотной КС двигателя ракеты-носителя, и неподвижный сферический экран, согласно изобретению между подвижным и неподвижным экранами установлен, по крайней мере, один промежуточный сферический экран так, что он перекрывает зазор между подвижным и неподвижным экранами при повороте КС, причем сферические поверхности подвижного, неподвижного и промежуточного экранов имеют один центр сфер, который совпадает с центром качания камеры. Кроме того, подвижный, неподвижный, промежуточный экраны имеют упорный буртик.

Указанная совокупность признаков проявляет новые свойства, заключающиеся в том, что благодаря введению промежуточного экрана снижаются массогабаритные характеристики устройства за счет уменьшения внешних диаметров подвижного и неподвижного экранов при сохранении заданного угла отклонения КС. При этом введение большего числа промежуточных экранов позволяет больше уменьшить эти диаметры. Наличие упорных буртиков у подвижного, неподвижного и промежуточного экранов позволяет обеспечить перекрытие зазора между КС и неподвижным экраном донной защиты при любых отклонениях КС в пределах заданного угла отклонения КС, так как упорные буртики не позволяют промежуточному экрану отклониться от нулевого положения больше, чем зазор между КС и неподвижным экраном донной защиты.

Кроме этого выполнение подвижного, неподвижного и промежуточного экранов сферическими с общим центром сфер, совпадающим с центром качания КС, позволит повысить эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя при работе ЖРД за счет того, что экраны совместно установлены на КС и совместно с КС устанавливаются в отсеке по отношению к донной защите, что дает возможность свободно скользить им относительно друг друга без наличия кольцевого щелевого зазора между ними.

Наличие у экранов упорного буртика повышает их жесткость, что позволит им перемещаться относительно друг друга без заеданий и заклинивания.

Принципиальная схема предлагаемого изобретения представлена на фиг.1, где

1 - донная защита;

2 - хвостовой отсек;

3 - подвижный кольцевой экран;

4 - камера сгорания;

5 - неподвижный сферический экран;

6 - промежуточный сферический экран;

7 - упорный буртик.

Донная защита 1 хвостового отсека 2 ракеты-носителя содержит подвижный кольцевой экран 3 со сферической поверхностью, который установлен на КС 4. На донной защите 1 установлен неподвижный сферический экран 5. Между подвижным 3 и неподвижным 5 экранами установлен промежуточный сферический экран 6, который имеет возможность перемещаться между ними. Все три экрана имеют один центр своих сферических поверхностей, которыми соприкасаются друг с другом, и этот центр совпадает с центром качания КС. Все три экрана имеют упорные буртики 7.

Донная защита 1 хвостового отсека 2 ракеты-носителя работает следующим образом. При отклонении КС 4 подвижный экран 3, установленный на камере сгорания, скользит по промежуточному экрану 6. Упорный буртик 7 подвижного экрана 3, дойдя до соприкосновения с упорным буртиком 7 промежуточного экрана 6, начнет сдвигать промежуточный экран 6. При этом промежуточный экран 6 начнет скользить по неподвижному экрану 5 до соприкосновения своим упорным буртиком с упорным буртиком неподвижного экрана 5, который установлен на донной защите 1 хвостового отсека 2 ракеты-носителя. При соприкосновении упорных буртиков трех экранов КС 4 дойдет до своего крайнего положения. При этом с другой стороны КС промежуточный экран 6 перекрывает увеличенный зазор между подвижным 3 и неподвижным 5 экранами.

Таким образом, промежуточный экран 6 может смещаться между подвижным 3 и неподвижным 5 экранами до соприкосновения с их упорными буртиками 7 и при этом зазор между ними всегда будет перекрыт промежуточным экраном 6.

Таким образом, предложенное техническое решение позволит повысить эффективность тепловой защиты агрегатов, установленных в хвостовом отсеке ракеты-носителя и на самой КС, за счет отсутствия зазоров между экранами, которые, благодаря общему центру их сферических поверхностей, совпадающему с центром качания КС, могут свободно скользить относительно друг друга, и снизить массогабаритные характеристики донной защиты за счет уменьшения внешних диаметров подвижного и неподвижного экранов при сохранении заданного угла отклонения КС.

1. Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя, содержащая подвижный кольцевой экран со сферической поверхностью, установленный на поворотной камере сгорания двигателя ракеты-носителя, и неподвижный сферический экран, отличающаяся тем, что между подвижным и неподвижным экранами установлен, по крайней мере, один промежуточный сферический экран так, что он перекрывает зазор между подвижным и неподвижным экранами при повороте камеры, кроме того, сферические поверхности подвижного, неподвижного и промежуточного экранов имеют один центр сфер, который совпадает с центром качания камеры.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что подвижный, неподвижный, промежуточный экраны имеют упорный буртик.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и касается открытия и закрытия отверстия в бленде, которая обеспечивает защиту оптико-электронной аппаратуры космических аппаратов (КА) от воздействия внешних тепловых и световых факторов.

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано для повышения эффективности режимов функционирования жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов. .

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов, используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов.

Изобретение относится к изделиям космической техники, а более конкретно к съемному технологическому оборудованию изделий космической техники, и может быть использовано при наземной подготовке космических аппаратов различного назначения.

Изобретение относится к методам и средствам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения с объектами естественного и искусственного происхождения различной массы и степени дисперсности.

Группа изобретений относится к ионному двигателю (ИД) для космического аппарата и способу его эксплуатации. ИД (1) включает в себя ионизационную камеру (2) с высокочастотным генератором (4) ионизирующего электромагнитного поля.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей. Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя содержит подвижный кольцевой экран с буртиком и сферической поверхностью, установленный на поворотной камере сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный сферический экран с буртиком, промежуточный сферический экран с буртиком. Промежуточный экран перекрывает зазор между подвижным и неподвижным экранами при повороте камеры. Сферические поверхности подвижного, неподвижного и промежуточного экранов имеют один центр сфер, совпадающий с центром качания камеры. Изобретение позволяет повысить эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя при работе ЖРД, снизить массогабаритные характеристики. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх