Хвостовой отсек летательного аппарата с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на его донной защите (варианты)

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в хвостовых отсеках летательных аппаратов (ЛА). Хвостовой отсек ЛА с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на донной защите с теплостойким отражателем возвратного течения струй ракетного двигателя в виде тела вращения содержит дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия с запорно-чувствительным элементом в виде теплостойкого отражателя возвратного течения струй ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить конструктивную прочность и надёжность эксплуатации хвостового отсека ЛА. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к ракетостроению и авиации, может быть использовано при создании хвостового отсека (ХО) летательного аппарата (ЛА) с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя (РД) на его донной защите и предназначено для регулирования аэрогазодинамических нагрузок (перепадов давлений), действующих на ХО по траектории полета ЛА.

Известен отсек ЛА, например, хвостовой отсек (ХО) ракетного блока (РБ), содержащий оболочку, донную защиту с кольцевым расположением сопел РД на донной защите, системы и агрегаты, размещенные в отсеке [1].

Поскольку ХО РБ имеет, как правило, пылевлагозащищенную конструкцию, он обладает требуемой из условий прочности герметичностью и обеспечивает защиту элементов отсека от силового и теплового воздействия, в том числе высокотемпературных струй РД, взаимодействующих с аэродинамическим потоком.

Недостатком этого технического решения являются повышенные аэрогазодинамические нагрузки, действующие на элементы отсека, обусловленные упомянутой герметичностью, а также воздействием на отсек струй РД и, как следствие, увеличенный вес конструкции ХО.

Известен отсек ЛА, например, грузовой отсек самолета, содержащий оболочку с дренажным отверстием, выполненным в оболочке отсека, шарнирно установленные в дренажном отверстии створки, механизм перемещения створок с рычагами, обеспечивающий перемещение створок для регулирования в полете давлений в отсеке самолета [2].

Недостаток этого технического решения - конструктивная сложность отсека из-за наличия в составе самолета механизма перемещения створок.

Известен отсек ЛА, например, грузовой отсек орбитального корабля (ОК) «Буран», содержащий оболочку, дренажные отверстия, выполненные в оболочке отсека, шарнирно установленные в дренажных отверстиях створки, привода и систему управления створками [3].

Недостатком этого технического решения, как и [1], является конструктивная сложность отсека из-за наличия в составе ОК еще и системы управления перемещением створок по заданной циклограмме, что к тому же понижает надежность эксплуатации отсека.

Известен отсек ЛА, например, отсек ракеты-носителя (РН), содержащий оболочку, дренажное отверстие, выполненное в оболочке отсека, пневмоклапан прямого действия в виде подпружиненной крышки, шарнирно установленной в дренажном отверстии оболочки [4].

По этому техническому решению подпружиненная крышка, настроенная на заданный перепад давлений, не превышающий максимально допустимый по прочности оболочки отсека, открывается за счет избыточного аэродинамического давления, действующего на отсек по траектории полета, без применения приводов с системой их управления для открытия крышки, что позволяет упростить систему дренирования отсека и уменьшить аэродинамические нагрузки, действующие на отсек.

Недостатком этого технического решения является пониженная конструктивная прочность и надежность отсека при воздействии на него высокотемпературных струй РД, взаимодействующих с аэродинамическим потоком, что ограничивает эксплуатационные возможности отсека.

Техническое решение [4] - наиболее близкое к предлагаемому и принято за прототип ХО ЛА с кольцевым расположением сопел РД на его донной защите.

Задачей изобретения является обеспечение регулирования давлений в ХО ЛА с кольцевым расположением сопел РД на его донной защите при воздействии на него высокотемпературных струй РД на траектории полета ЛА и, как следствие этого, повышение конструктивной прочности и надежности эксплуатации отсека.

Задача решается тем, что в ХО ЛА с кольцевым расположением сопел РД на его донной защите (вариант 1), содержащем дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия, согласно изобретению, дренажное отверстие выполнено в донной защите соосно с отсеком, а на донной защите соосно с пневмоклапаном неподвижно и с зазором по отношению к ней установлен теплостойкий отражатель возвратного течения струй ракетного двигателя, имеющий симметричную относительно плоскостей симметрии ракетного двигателя форму, площадь основания которого больше площади выходного сечения корпуса пневмоклапана, при этом отражатель установлен над донной защитой так, что образует с ней канал газовой среды из отсека, сообщающийся с каналом перетекания газовой среды в пневмоклапане в его рабочем положении.

Задача решается также тем, что в ХО ЛА с кольцевым расположением сопел РД на его донной защите (вариант 2), содержащем дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия, согласно изобретению, дренажное отверстие выполнено в донной защите соосно с отсеком, запорно-чувствительный элемент пневмоклапана прямого действия выполнен в виде отражателя возвратного течения струй ракетного двигателя, имеющего симметричную относительно плоскостей симметрии ракетного двигателя форму и площадь основания больше площади выходного сечения корпуса пневмоклапана, при этом запорно-чувствительный элемент пневмоклапана установлен над донной защитой так, что образует с ней канал истечения газовой среды из отсека, сообщающийся с каналом перетекания газовой среды в пневмоклапане в его рабочем положении.

Техническим результатом изобретения является уменьшение перепадов давлений, действующих на донную защиту и оболочку ХО ЛА при воздействии на него аэродинамическим потоком одновременно со струей РД.

Упрощается также конструктивно-компоновочная схема отсека по сравнению с аналогами за счет исключения приводов и системы управления приводами по траектории полета ЛА.

Сущность изобретения поясняется схемами ХО РБ с кольцевым расположением сопел РД на его донной защите, иллюстрациями работы ХО и графиками перепадов давлений, действующих на донную защиту.

На фиг.1 приведены основные элементы отсека, выполненного в варианте 1, с пневмоклапаном и отражателем струй РД, установленным неподвижно на донной защите ХО, и выделен фрагмент отсека (узел I).

На фиг.2 и 3 иллюстрируется работа пневмоклапана совместно с отражателем этого отсека, где показано соответственно исходное и рабочее положение пневмоклапана.

На фиг.4 приведены основные элементы отсека, выполненного в варианте 2, с пневмоклапаном, у которого запорно-чувствительный элемент выполнен в виде отражателя струй РД, и выделен фрагмент отсека (узел II).

На фиг.5 и 6 иллюстрируется работа пневмоклапана этого отсека, где показано соответственно его исходное и рабочее положение.

На этих фигурах:

1 - оболочка;

2 - донная защита;

3 - сопла;

4 - дренажное отверстие;

5 - пневмоклапан;

6 - теплостойкий отражатель возвратного течения струй РД (ТОВТС РД);

7 - корпус пневмоклапана;

8 - канал перетекания газовой среды в пневмоклапане (КПГСП);

9 - перегородка;

10 - отверстия перетекания газовой среды в пневмоклапане (ОПГСП);

11 - направляющая втулка;

12 - запорно-чувствительный элемент (ЗЧЭ);

13 - шток;

14 - ограничитель;

15 - пружина;

16 - опорно-регулировочная гайка;

17 - теплозащита;

18 - канал истечения газовой среды из отсека (КИГСО).

На фиг.7 приведена зависимость перепада давлений ΔP (ΔP=Pотс-Pдон) газовой среды, действующего на донную защиту по времени полета РН, при различных значениях эффективной проходной площади (µ1·S1) отверстий перетекания газовой среды в пневмоклапане, где:

Pотс - давление газовой среды в отсеке;

Pдон - давление газовой среды в донной области;

S1 - площадь отверстий перетекания в пневмоклапане, см2;

µ1 - коэффициент расхода отверстий перетекания в пневмоклапане.

ХО РБ (фиг.1÷6) содержит оболочку 1, донную защиту 2 с кольцевым расположением сопел 3 РД.

В варианте 1 (фиг.1, 2, 3) в донной защите 2 соосно с отсеком выполнено дренажное отверстие 4 и в нем установлен пневмоклапан 5 прямого действия, предназначенный для сброса избыточного давления из отсека, а соосно с пневмоклапаном неподвижно и с зазором с донной защитой 2 установлен теплостойкий отражатель возвратного течения струй РД 6, предназначенный для защиты пневмоклапана 5 от теплового и силового воздействия возвратного течения струй РД (см. узел I).

Пневмоклапан 5 содержит корпус пневмоклапана 7 с каналом перетекания газовой среды в пневмоклапане 8. В нем имеется перегородка 9 с отверстиями перетекания газовой среды в пневмоклапане 10 и направляющая втулка 11 для установки и перемещения запорно-чувствительного элемента 12 пневмоклапана 5.

ЗЧЭ 12 может быть выполнен в виде тарели со штоком 13, который подвижно установлен в направляющей втулке 11, имеет ограничитель 14 его перемещения в осевом направлении и посредством пружины 15, настроенной с помощью опорно-регулировочной гайки 16 на заданный перепад давлений, может перемещаться в осевом направлении, открывая и перекрывая канал перетекания газовой среды в пневмоклапане 8 с отверстиями перетекания газовой среды 10 в пневмоклапане 5.

Теплостойкий отражатель возвратного течения струй РД 6 имеет осесимметричную относительно плоскостей симметрии РД форму. Он может быть выполнен, например, в виде тела вращения с вершиной на оси отсека и вогнутой по направлению к донной защите 2 образующей, описываемой степенной функцией, и плоское основание. На нем может быть смонтирована теплозащита 17.

ТОВТС РД 6 установлен неподвижно и соосно с корпусом пневмоклапана 7 так, что с донной защитой 2 он образует канал истечения газовой среды из отсека 18, сообщающийся с каналом перетекания газовой среды в пневмоклапане 8 в его рабочем положении.

Для исключения воздействия возвратного течения струй РД на корпус пневмоклапана 7 площадь основания ТОВТС РД 6 выполняют больше площади выходного сечения корпуса пневмоклапана 7.

Тем самым, для варианта 1 в исходном положении пневмоклапана 5 (фиг.2) обеспечивается перекрытие канала перетекания газовой среды в пневмоклапане 8 и сообщение этого канала с каналом истечения газовой среды из отсека 18 под теплостойким отражателем возвратного течения струй РД 6 в рабочем положении пневмоклапана 5 (фиг.3). При этом одновременно обеспечивается защита пневмоклапана 5 от теплового и силового воздействия струй РД.

В варианте 2 (фиг.4, 5, 6) в дренажном отверстии 4 донной защиты 2 соосно с отсеком также установлен пневмоклапан 5, но в нем, в отличие от варианта 1, ЗЧЭ 12 выполнен в виде теплостойкого отражателя возвратного течения струй РД 6 (см. узел II).

Корпус пневмоклапана 7 выполнен идентичным варианту 1, а его ЗЧЭ 12, в отличие от варианта 1, соединен со штоком 13 и может перемещаться над донной защитой 2 так, что с ней он образует канал истечения газовой среды из отсека 18 под теплостойким отражателем возвратного течения струй РД, который сообщается с каналом перетекания газовой среды в пневмоклапане 8 в его рабочем положении.

Для исключения воздействия возвратного течения струй РД на корпус пневмоклапана 7 площадь основания ТОВТС РД 6, как и в варианте 1, выполняют больше площади выходного сечения корпуса пневмоклапана 7.

Тем самым, для варианта 2 в исходном положении пневмоклапана (фиг.5) посредством ТОВТС РД 6, выполняющего роль ЗЧЭ, обеспечивается перекрытие канала перетекания газовой среды в пневмоклапане 8 и сообщение этого канала с каналом истечения газовой среды из отсека 18 при рабочем положении пневмоклапана 5 (фиг.6). При этом ЗЧЭ 12, выполненный в виде ТОВТС РД 6, обеспечивает защиту пневмоклапана от теплового и силового воздействия струй РД.

Выбор варианта ХО РБ определяется допустимыми эксплуатационными нагрузками, действующими на донную защиту по траектории полета РН с учетом конструктивной прочности ХО.

Таким образом, в отличие от известных устройств с применением пневмоклапанов прямого действия в пневмосетях в наземных условиях для сброса избыточного давления воздуха из пневмосети и исключения в ней аварии (см., напр., [5]), в настоящем техническом решении для ХО РБ с кольцевым расположением сопел на донной защите пневмоклапан выполнен в составе с теплостойким отражателем струй РД, что позволяет регулировать давление в ХО РБ на траектории полета при воздействии на отсек струй РД.

Регулирование давлений в ХО РБ осуществляется следующим образом.

В исходном положении давление в отсеке Ротс равно атмосферному давлению Pн. При этом оболочка 1 и донная защита 2 разгружены.

При полете РБ на донную защиту 2 действует перепад давлений ΔP=Pотс-Pдон, который зависит от эффективной проходной площади (µ1·S1) отверстий перетекания газовой среды в пневмоклапане 10 и по траектории полета имеет характерный максимум, причем с увеличением (µ1·S1) перепад давлений ΔP уменьшается (фиг.7). При этом оболочка 1 и донная защита 2 работают на растяжение.

Уменьшение перепада давлений ΔP осуществляют за счет уменьшения давления в отсеке путем истечения газовой среды из отсека с давлением Pотс в донную область отсека с давлением Pдон. Допустимый по прочности перепад давлений ΔPдоп, действующий на донную защиту, (фиг.7) обеспечивают заданной эффективной проходной площадью (µ1·S1) отверстий перетекания газовой среды в пневмоклапане 10, что достигается настройкой пружины 15 с учетом воздействия на ЗЧЭ 12 пневмоклапана 5 донного давления Pдон. При этом в зависимости от компоновки сопел ДУ на донной защите и режима истечения струй по траектории Pдон может принимать как меньшее, так и большее по сравнению с атмосферным давлением Pн значение, которое следует учитывать при настройке пружины 15.

В варианте 1, когда давление в отсеке Pотс и соответствующий ему перепад давлений ΔP превысят допустимое значение, ЗЧЭ 12 под действием перепада давлений ΔP перемещается в осевом направлении в сторону из отсека на заданное расстояние Δl (фиг.3). При этом канал перетекания газовой среды в пневмоклапане 8 с отверстиями перетекания газовой среды в пневмоклапане 10 сообщается с каналом истечения газовой среды из отсека 18, имеющим относительную эффективную площадь (µ2·S2). Происходит истечение газовой среды в донную область с уменьшением избыточного давления ΔP в ХО до его допустимого значения ΔPдоп (перетекание газовой среды показано стрелками).

После уменьшения перепада давлений ΔP до его допустимого значения ЗЧЭ 12 под действием рабочей пружины 15 перемещается в сторону отсека и перекрывает канал перетекания газовой среды в пневмоклапане 8. Пневмоклапан 5 принимает исходное положение (фиг.2).

В варианте 2 регулирование давлений в отсеке осуществляется аналогично варианту 1. В отличие от варианта 1 здесь роль ЗЧЭ 12 выполняет ТОВТС РД 6 (фиг.6). После уменьшения перепада давлений ΔP ППД 5 также принимает исходное положение (фиг.5).

Истечение газовой среды в донную область происходит с дозвуковой скоростью с незапиранием ее в отверстиях перетекания газовой среды в пневмоклапане 10, поскольку эффективную площадь (µ2·S2) канала истечения газовой среды из отсека 18 выполняют больше или равной суммарной эффективной площади (µ1·S1) отверстий перетекания газовой среды в пневмоклапане 10 (µ2·S2≥µ1·S1).

За счет уменьшения давления в отсеке одновременно уменьшается также перепад давлений, действующий на оболочку 1.

В случае нештатной работы отдельных элементов РД (например, разгерметизации его арматуры) уменьшение перепада давлений ΔP до допустимого значения осуществляется по описанной выше схеме.

Таким образом уменьшают перепады давлений, действующие на элементы ХО РБ при штатной и нештатной эксплуатации отсека, и одновременно исключают перетекание в него высокотемпературной струи РД. Тем самым повышают конструктивную прочность и надежность эксплуатации отсека, что приводит к выполнению поставленной задачи.

Изобретение может быть использовано при создании ХО ЛА различного назначения с различным количеством сопел РД на донной защите: разгонных блоков, отделяемых ракетных ускорителей, выводимых РН, самолетом-разгонщиком и другими ЛА, отсеки которых подвергаются воздействию струй РД.

В настоящее время техническое решение рекомендовано для внедрения на одном из изделий предприятия.

Литература

1. Ракеты-носители. Под ред. проф. С.О. Осипова, М.: ВИ МО СССР, 1981, стр.173-174, рис.5, 4, стр.185-187.

2. Aircraft pressurization outflow valve. Floyd R. Emmons, Патент США №3,426,984, Feb.11, 1969.

3. Космический комплекс. Многоразовый орбитальный корабль «Буран». Под редакцией Ю.П. Семенова, Г.Е. Лозино-Лозинского, В.Л. Лапыгина, В.А. Тимченко. М.: Машиностроение, 1995, стр.148÷150.

4. Патент RU 2.376.198 C4, 20.12.2009.

5. Пневматические устройства и системы в машиностроении. Справочник. Под ред. д-ра техн. наук Е.В. Герц. М.: Машиностроение, 1981, стр.128-130.

1. Хвостовой отсек летательного аппарата с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на его донной защите, содержащий дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия, отличающийся тем, что дренажное отверстие выполнено в донной защите соосно с отсеком, а на донной защите соосно с пневмоклапаном неподвижно и с зазором по отношению к ней установлен теплостойкий отражатель возвратного течения струй ракетного двигателя, имеющий симметричную относительно плоскостей симметрии ракетного двигателя форму, площадь основания которого больше площади выходного сечения корпуса пневмоклапана, при этом отражатель установлен над донной защитой так, что образует с ней канал истечения газовой среды из отсека, сообщающийся с каналом перетекания газовой среды в пневмоклапане в его рабочем положении.

2. Хвостовой отсек летательного аппарата с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на его донной защите, содержащий дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия, отличающийся тем, что дренажное отверстие выполнено в донной защите соосно с отсеком, запорно-чувствительный элемент пневмоклапана прямого действия выполнен в виде теплостойкого отражателя возвратного течения струй ракетного двигателя, имеющего симметричную относительно плоскостей симметрии ракетного двигателя форму и площадь основания больше площади выходного сечения корпуса пневмоклапана, при этом запорно-чувствительный элемент пневмоклапана установлен над донной защитой так, что образует с ней канал истечения газовой среды из отсека, сообщающийся с каналом перетекания газовой среды в пневмоклапане в его рабочем положении.

3. Хвостовой отсек летательного аппарата с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на его донной защите по п.1, отличающийся тем, что теплостойкий отражатель возвратного течения струй ракетного двигателя выполнен в виде тела вращения с вершиной на оси отсека и вогнутой по направлению к донной защите образующей, описываемой степенной функцией.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ферменных конструкциях. Силовой элемент ферменной конструкции содержит один узел пересечения, два полых соединенных и сопряженных между собой в узле пересечения цилиндрических диагональных стержня, узел пересечения в виде полого и замкнутого по торцам центрального цилиндрического стержня с отверстием.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) с помощью гиромаховичных исполнительных органов (ГИО) и, более конкретно, к разгрузке ГИО при их насыщении.

Изобретение относится к оборудованию космического аппарата (КА) и предназначено для одноразового раскрытия плоских крупногабаритных конструкций КА, например радиолокационных антенн, солнечных батарей и т.п.

Изобретение относится к конструкции искусственных спутников, преимущественно пикоспутников типа CubeSat (10×10×10 см), которые м. б.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для баллистического обеспечения полета космического аппарата. Измеряют температуру и давления рабочего тела (РТ) - газа, определяют на каждом шаге массовые остатки РТ до отбора части РТ из емкости рабочей системы по уравнению состояния идеального газа, определяют массу газа в приборной емкости постоянного объема с датчиками давления и температуры, отбирают часть РТ из емкости рабочей системы в заборную емкость постоянного объема, переводят отобранную часть РТ в общую емкость для трансформации РТ в идеальный газ, определяют по уравнению состояния идеального газа массу газа в общей емкости и искомую массу РТ - газа.

Изобретение относится к бортовому радиолокационному оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенному для калибровки радиолокационных станций (РЛС) по величине эффективной поверхности рассеяния (ЭПР).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловой трубой (ТТ), термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур.

Изобретение относится к устройствам закрывания и фиксации крышек люковых устройств и касается устройств закрывания и герметизации люков на сборочно-защитных блоках и блоках ракет-носителей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в выдвижных ферменных конструкциях. Трансформируемая конструкция (ТК) содержит жесткие опорные элементы, жесткие створки.

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС).

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкции пассажирских дверей. Дверь содержит дверное полотно и механизм навески, содержащий два поворотных рычага, соединенные друг с другом жестким элементом, управляющую тягу с роликом, и водило, шарнирно соединенное первым концом с управляющей тягой.

Изобретение относится к устройствам закрывания и фиксации крышек люковых устройств и касается устройств закрывания и герметизации люков на сборочно-защитных блоках и блоках ракет-носителей.

Группа изобретений относится к области авиации. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата, ограниченном обшивкой, содержит верхний продольный элемент жесткости и нижний продольный элемент жесткости, обеспечивающие соединение между двумя вертикальными узлами (62), расположенными по обе стороны от проема, на уровне которых предусмотрен упор (56), обеспечивающий восприятие радиальных усилий, создаваемых дверью.

Замок носового обтекателя самолета содержит механизм замка с крюком, предназначенный для закрепления на обтекателе, и ответную часть с вилкой под крюк замка, предназначенную для закрепления на внутренней стороне шпангоута самолета.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для закрепления и расфиксации подвижных элементов конструкции (ПЭК) космических аппаратов (КА) без воздействия ударных импульсов.

Изобретение относится к узлу взаимодействия для внесения сосредоточенных нагрузок в оболочковую армированную волокном композиционную конструкцию, упрочненную решеткой, в частности к узлу взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата.

Изобретение относится к интерфейсу (устройству сопряжения) нагрузок конструкции летательного аппарата (ЛА) и касается дверных конструкций ЛА. Интерфейс нагрузок содержит решетчатую конструкцию, выполненную из армированного волокном пластика, и передающий нагрузки фланец.

Изобретения относятся к устройству герметизации люков космических объектов и к способу его эксплуатации. Устройство герметизации люков космических объектов содержит средство герметизации, выполненное в виде герметичного рукава из эластичного газонепроницаемого материала.

Изобретение относится к остеклению кабины экипажа летательного аппарата и касается защиты от проникновения электромагнитных помех. Остекление кабины экипажа содержит множество прозрачных пакетированных панелей остекления, внутренний и внешний держатели, уплотнение, предохраняющее от атмосферных осадков, пленочный электромагнитный экран, соединительную пленку.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Люк обслуживания космической головной части включает головной обтекатель со створками, на которых размещены блистеры под полезный груз, а сам люк имеет крышку.

Изобретение относится к остеклению воздушного судна и касается полимерного иллюминатора, несущего окружную нагрузку. Остекление содержит полимерный слой, отверстие цилиндрической или конической формы, проходящее через слой, втулку, расположенную в отверстии и находящуюся в непосредственном контакте со слоем. Втулка выполнена или цилиндрической формы с внешним диаметром от 1 до 3,8 см, или конической формы с конической внешней боковой стенкой. Достигается разработка эффективного устройства сопряжения с использованием полимерного иллюминатора, обеспечивающего передачу окружной нагрузки. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в хвостовых отсеках летательных аппаратов. Хвостовой отсек ЛА с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на донной защите с теплостойким отражателем возвратного течения струй ракетного двигателя в виде тела вращения содержит дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия с запорно-чувствительным элементом в виде теплостойкого отражателя возвратного течения струй ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить конструктивную прочность и надёжность эксплуатации хвостового отсека ЛА. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх