Поворотное управляющее сопло с гибким раскладным насадком

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг. Сопловой насадок образован раструбом из гибкого композиционного материала и опорными кольцами, установленными с интервалами вдоль оси сопла и соединенными с помощью шарниров с механизмом разложения насадка. Ближайшее к срезу раструба подвижной части сопла опорное кольцо закреплено в зоне максимального сечения раструба подвижной части сопла таким образом, что оно образует продолжение подвижной части. Опорные кольца в сложенном состоянии размещены так, что своими максимальными сечениями образуют зону, подобную по форме переднему днищу предыдущей ступени. Изобретение позволяет повысить баллистическую эффективность ракеты за счет уменьшения общей длины ракеты при наличии габаритных ограничений, сокращения длины и массы межступенных отсеков или за счет увеличения длины и массы топливного заряда ракетного двигателя при сохранении общей длины ракеты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей.

Известно сопло с системой управления вектором тяги (Патент США, кл. 239-265.19, №3726480, опубл. 10.04.1973), обеспечивающее регулирование величины и направления вектора тяги РДТТ. Фланец сопла соединен с днищем корпуса РДТТ через упругую подвеску, состоящую из ряда чередующихся скрепленных между собой жестких (стальных) и эластомерных (каучуковых) пластин со сферической поверхностью. При этом раструб сопла и корпус связаны сервоприводом. Для регулирования величины тяги служит установленная перед входной частью подвижная игла, осевое перемещение которой осуществляется с помощью поршня в гидроцилиндре. При осевом перемещении иглы изменяются площадь критического сечения, давление в камере сгорания и тяга РДТТ.

Недостатком данной конструкции является большая осевая габаритная длина сопла ракетного двигателя в нерабочем состоянии.

Известна конструкция эластичного разворачивающегося сопла, изготовленного из ткани (Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, стр. 144, рис. 6.18; Патент США, кл. 239-265.15, №4426038, опубл. 17.01.1984), которое позволяет сократить габаритную длину двигателя в нерабочем положении. Конструкция компактна, имеет малую массу. В нерабочем положении эластичный разворачивающийся раструб расположен над внешней поверхностью неподвижной части сопла, к которой, также, прикреплен механизм разложения раструба из нерабочего (исходного) положения в рабочее. (Прототип)

Недостатком данной конструкции, взятой в качестве основного прототипа, является отсутствие системы управления вектором тяги ракетного двигателя по направлению, малая жесткость раструба в рабочем положении, снижающая надежность работы двигателя, наличие сложной системы приведения в рабочее состояние.

Известна конструкция раздвижного сопла, состоящего из отдельных жестких элементов - насадков, изготовленных, например, из УУКМ, соосно выдвигаемых в рабочее положение пневмоцилиндрами или действием продуктов сгорания топлива РДТТ на щитки, вдвинутые в поток (Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, стр. 142, рис. 6.14; Патент США, кл. 239-265.43, №4213566, опубл. 22.07.1980).

Недостатком данной конструкции является отсутствие системы управления направлением вектора тяги ракетного двигателя, необходимость обеспечения уплотнения стыков насадков в разложенном положении, вероятность перекоса насадков при выдвижении, большие осевые габаритные параметры сопла в нерабочем положении.

Известна конструкция раздвижного сопла ракетного двигателя (Патент РФ 2004131467/06, опубл. 10.05.2006), содержащая раздвижные жесткие насадки и механизмы их фиксации и раздвижки. При этом, часть механизма раздвижки сбрасывается после выдвижения насадков, сокращая тем самым массу сопла в рабочем положении. Такая конструкция позволяет сократить осевые габариты сопла в нерабочем положении, увеличивает тягу, решает проблему герметизации стыков и фиксации насадков в рабочем положении.

Недостатком данной конструкции является большая масса конструкции в нерабочем положении, дополнительные энергетические потери в местах стыков насадков, наличие неотделяемых частей механизма раздвижки, не выполняющих рабочих функций после раздвижки, наличие дополнительных элементов конструкции, например, механизма фиксации, большое силовое воздействие на изделие в момент раздвижки сопла, неконтролируемый процесс вылета сбрасываемых частей.

Задачей является повышение баллистической эффективности ракеты (при обеспечении выполнения требований по управлению изделием по каналам тангажа и рыскания) за счет сокращения длины и массы межступенных отсеков или за счет увеличения длины и массы топливного заряда ракетного двигателя при сохранении общей длины ракеты.

Технический результат достигается тем, что в известном поворотном управляющем сопле ракетного двигателя, состоящем из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, на срезе раструба подвижной части размещается раскладной сопловой насадок и механизм его разложения, выполненный в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг. Сопловой насадок образован раструбом из гибкого композиционного материала и опорными кольцами, установленными с интервалами вдоль оси сопла и соединенными с помощью шарниров с механизмом разложения насадка. Ближайшее к срезу раструба подвижной части сопла опорное кольцо закреплено в зоне максимального сечения раструба подвижной части сопла таким образом, что оно образует продолжение подвижной части, при этом опорные кольца в сложенном состоянии размещены так, что своими максимальными сечениями образуют зону, подобную по форме переднему днищу предыдущей ступени. Раструб из гибкого композиционного материала представляет собой оболочку из резиновой смеси, покрытую по внутренней поверхности теплостойким материалом ворсовой структуры на основе углеродных или кремнеземных волокон.

Изобретение иллюстрируется чертежами.

Фиг. 1 - конструктивная схема поворотного управляющего сопла с гибким раскладным насадком.

Фиг. 2 - поворотное управляющее сопло с гибким раскладным насадком в сложенном и разложенном состоянии.

Поворотное управляющее сопло (ПУС) (см. фиг. 2) состоит из неподвижной (1) и подвижной частей (2), соединенных между собой узлом качания (3); подвижная часть ПУС включает в себя дозвуковую (4), трансзвуковую (5) и сверхзвуковую (6) части. Сверхзвуковая часть ПУС представляет собой раструб (7), на срезе которого закреплен гибкий раскладной насадок (8), выполненный из композиционного материала, образованного оболочкой из резиновой смеси, покрытой по внутренней поверхности теплостойким материалом ворсовой структуры, например, на основе углеродных или кремнеземных волокон. На наружной поверхности насадка с осевыми интервалами смонтированы жесткие опорные кольца (9), к которым прикреплен несбрасываемый механизм разложения насадка из нерабочего (а) в рабочее (б) положение, например в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг (10), зафиксированных в нерабочем положении механизмом стопорения.

Конструкция гибкого раскладного насадка позволяет обеспечить наиболее плотную компоновку агрегатов в нерабочем положении и сократить длину ракеты (или увеличить длину заряда).

Зона размещения гибкого насадка (см. фиг. 1) в нерабочем положении ограничена с одной стороны зоной П размещения агрегатов на сопловом блоке, а с другой - зоной K, определяющей границу размещения переднего днища предыдущей ступени. Наличие над внешней поверхностью облицовки зоны П, свободной от конструкции гибкого раскладного насадка в нерабочем положении и конструкции механизма его разложения в рабочее положение, позволяет разместить рулевой привод, обеспечивающий потребное для управления перемещение сопла.

Жесткие опорные кольца обеспечивают необходимую форму и устойчивость насадка в процессе работы. В рабочее положение кольца выдвигаются с помощью механизма разложения.

Механизм разложения гибкого насадка задействуется в силовой схеме сопла после перехода в рабочее положение, обеспечивая удержание разложенного насадка в течение всего времени работы двигателя. Сброс механизма разложения в процессе полета не предусмотрен.

Устройство работает следующим образом:

Система управления подает команду на расфиксацию механизма стопорения раздвижных телескопических штанг (10) в нерабочем положении. При срабатывании механизма телескопические штанги выдвигаются, перемещая при этом закрепленные на них жесткие опорные кольца (9), и при их полном выдвижении гибкий насадок (8) раскладывается в рабочее положение. После раздвижения жесткие опорные кольца (9) удерживаются выдвинутыми штангами, сохраняя насадок в рабочем положении до окончания работы РДТТ. При подаче системой управления команды на изменение направления вектора тяги поворотная часть сопла(2), включающая гибкий раскладной насадок (8), перемещается под действием усилий, создаваемых рулевым приводом.

Таким образом, данное изобретение позволяет сократить длину сопла в нерабочем положении, обеспечив при этом возможность размещения агрегатов на сопловом блоке и оптимальное расположение смежной ступени. При этом обеспечивается сохранение требуемой формы и достаточно высокая жесткость насадка в рабочем положении, а также минимизируется его масса, за счет задействования несбрасываемого механизма разложения в силовой схеме насадка при работе двигателя.

1. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя, состоящее из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг, отличающееся тем, что сопловой насадок образован раструбом из гибкого композиционного материала и опорными кольцами, установленными с интервалами вдоль оси сопла и соединенными с помощью шарниров с механизмом разложения насадка, при этом ближайшее к срезу раструба подвижной части сопла опорное кольцо закреплено в зоне максимального сечения раструба подвижной части сопла таким образом, что оно образует продолжение подвижной части, при этом опорные кольца в сложенном состоянии размещены так, что своими максимальными сечениями образуют зону, подобную по форме переднему днищу предыдущей ступени.

2. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что раструб из гибкого композиционного материала представляет собой оболочку из резиновой смеси, покрытую по внутренней поверхности теплостойким материалом ворсовой структуры на основе углеродных или кремнеземных волокон.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов.

Лазерный ракетный двигатель с электростатическим ускорением рабочего тела (ЛРДЭУРТ) относится к области ракетных двигателей для ускорения ракетно-космической техники при помощи лазерного излучения.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом содержит охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации.

Изобретение относится к установкам по термической нейтрализации газообразных и жидких экологически опасных веществ, прежде всего паров и промышленных стоков компонентов ракетного топлива, например несимметричного диметилгидразина (гептил), тетраоксида диазота.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми отверстиями, промежуточные опоры с резьбовыми частями и осевыми отверстиями, накидные гайки, шайбы со сферической внутренней поверхностью, наконечники с левой и правой резьбами, контргайки.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к области проектирования и эксплуатации двигательных установок космических аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для обеспечения выдачи импульсов тяг космического аппарата по шести степеням свободы.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом содержит охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом содержит охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых для управления вектором тяги в полете используются различные органы управления, расположенные у среза сопла или внутри него.

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых используется центральное тело с расположенными вокруг него индивидуальными камерами сгорания. Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) состоит из рамы, центрального тела с профилированной поверхностью, расположенной коаксиально продольной оси двигателя, и нескольких индивидуальных камер сгорания с профилированными сверхзвуковыми соплами, расположенными вокруг центрального тела, и закрепленных на двигательной раме.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к ракетным двигателям снарядов, запускаемых из ствола орудия или миномета. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда содержит камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, инициатор и сопловую заглушку.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя содержит раструб, первый насадок, наружный телескопический насадок, механизмы раздвижки, обеспечивающие перевод сопла из сложенного положения в рабочее, а также приводы раздвижки.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод сопла из сложенного положения в рабочее, содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками с элементами кинематической связи лепестков с раструбом.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к устройству жидкостного ракетного двигателя с выдвижным многосекционным соплом. Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом, содержащий камеру с соплом из двух частей, одна из которых, смонтированная неподвижно с камерой сгорания, снабжена механизмом выдвижения в виде привода, исполнительного механизма и узлов направления и фиксации в конечном положении, а вторая - выполнена с возможностью перемещения вдоль оси сопла из двух частей, связанных телескопически друг с другом с возможностью взаимного кинематического взаимодействия и с узлами направления и фиксации, по цилиндрическому контуру на периферии неподвижной обечайки сопла выполнены профильные многозаходные винтовые направляющие, по одинаковым по окружности равноотстоящим друг от друга и продольной оси двигателя винтовым траекториям, а на корпусе выдвижной максимального диаметра части сопла с возможностью вращения и с осевой фиксацией установлена кольцевая обечайка, снабженная двумя группами направленных к продольной оси сопла и в другую от нее сторону цапф со сферическими подшипниками, одной - взаимодействующей своими подшипниками с внутренними профилями винтовых направляющих, и второй - группой цапф, снабженной сферическими подшипниками, через шатуны с группой цапф, размещенной с внешней части сопла максимального диаметра.

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с донной тепловой защитой, предназначенной для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания работающих двигателей, является актуальной задачей.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к упругим элементам конструкций для соединения пространственно подвижных звеньев, например поворотных сопел.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг. Сопловой насадок образован раструбом из гибкого композиционного материала и опорными кольцами, установленными с интервалами вдоль оси сопла и соединенными с помощью шарниров с механизмом разложения насадка. Ближайшее к срезу раструба подвижной части сопла опорное кольцо закреплено в зоне максимального сечения раструба подвижной части сопла таким образом, что оно образует продолжение подвижной части. Опорные кольца в сложенном состоянии размещены так, что своими максимальными сечениями образуют зону, подобную по форме переднему днищу предыдущей ступени. Изобретение позволяет повысить баллистическую эффективность ракеты за счет уменьшения общей длины ракеты при наличии габаритных ограничений, сокращения длины и массы межступенных отсеков или за счет увеличения длины и массы топливного заряда ракетного двигателя при сохранении общей длины ракеты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх