Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя

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. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя содержит четыре подвижных сферических кольцевых экрана, установленных на поворотных камерах сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный экран с отверстиями для прохода камер сгорания, закрепленный на раме двигателя, гибкую пластину, установленную между подвижными сферическими и плоским неподвижным экранами. Гибкая пластина выполнена в виде тонкого упругого кольца из титанового сплава профилированного сечения с углом конической части, в исходном состоянии большим аналогичного угла в составе двигателя. Упругое кольцо содержит радиальные резы и контактирует со сферическим кольцевым экраном наружной стороной своей отбортовки в подпружиненном состоянии. Достигается повышение вибро- и теплозащиты хвостового отсека. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

 

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.

Известна донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя (патент №2347725, фиг.2, МПК B64G 1/52, B64G 1/40, 2008 г.), содержащая подвижный кольцевой экран со сферической поверхностью, установленный на поворотной камере сгорания с помощью кольцевого фланца. Донная защита содержит также неподвижный экран, выполненный в виде торцевой поверхности хвостового отсека. Между сопрягаемыми сферическими поверхностями подвижного кольцевого экрана и неподвижного экрана выполнен щелевой зазор по типу лабиринтного уплотнения, причем сферическая поверхность неподвижного экрана образована радиусом (R) из центра вращения поворотной части двигателя.

Недостатком известного технического решения является отсутствие уплотнительных элементов на камере и хвостовом отсеке, компенсирующих отклонения щелевого зазора при угловом и радиальном смещениях геометрической оси камеры относительно оси отсека, а также вследствие технологических погрешностей при их изготовлении (смещения осей экранов, отклонение их профиля от сферичности, отклонения от плоскостности фланца на камере и др.), т.е. для постоянства щелевого зазора требуется высокая точность изготовления и монтажа подвижных и неподвижной частей теплозащиты.

Кроме того, рассмотренное техническое решение увеличивает массу донной защиты в случае установки в отсек четырехкамерного двигателя. При монтаже в отсек блока ракеты-носителя связки из четырех двигателей технический результат не достигается и практически нереализуем.

Известна донная защита блока третьей ступени ракеты-носителя «Союз-2» (патент №2347725, фиг.1, МПК B64G 1/52, B64G 1/40, 2008 г., прототип), содержащая неподвижную часть устройства в виде плоского кругового экрана 1 со шпангоутом 2, закрепленного на раме 3 двигателя с помощью элементов крепления 4, в котором выполнены отверстия для прохода четырех камер 5. На поворотной камере 5 установлена подвижная часть устройства донной защиты, которая выполнена в виде кольцевого экрана 6 со сферической поверхностью (см. фиг.1) с радиусом R, проходящим через ось качания камеры 5 (см. фиг.2).

Конструктивное сочленение сферической поверхности подвижного кольцевого экрана 6 с поверхностью неподвижного плоского экрана 1 по контуру отверстия для прохода поворотной камеры 5 выполнено с кольцевым щелевым зазором (см. фиг.2). Сочленение неподвижной части плоского кругового экрана 1 с кольцевыми экранами 6 со сферической поверхностью обеспечивается с помощью набора плоских регулировочных пластин 7 и профилированных гибких пластин 8 и 9, выполненных с отбортовкой, расположенной по образующей угла β номинального (нулевого) расположения камер 5, которая может качаться в одной плоскости в диапазоне углов βmin÷βmax. Сочленение экрана 1 с обечайкой хвостового отсека осуществлено при помощи гибкого элемента 10 и элементов крепления 11, установленных на торцевой части хвостового отсека 12.

Недостатком данного технического решения является сложность обеспечения требуемого согласно конструкторской документации щелевого зазора между подвижной и неподвижной частями теплозащиты вследствие влияния на него большого количества отклонений взаимного расположения элементов теплозащиты и двигателя:

- неплоскостность неподвижного экрана 1 (волнообразность), возникающая при формовании его частей в штампах и других приспособлениях;

- неплоскостность шпангоута 2, т.к. он выполнен достаточно большого диаметра и на нем имеются элементы конструкции на сварке, что вызывает поводки;

- угловое отклонение геометрической оси камеры 5 относительно номинального положения;

- неперпендикулярность расположения фланца на сопле камеры 5 ее геометрической оси;

- радиальное смещение осей камер относительно оси блока и другие факторы.

Кроме того, уплотнительное кольцо обращено в сторону сферического кольцевого экрана 6 острым краем отбортовки, что может вызвать повышенное сопротивление качанию камеры, надиры на экране и заклинивание.

Неплоскостность (волнообразность) неподвижного экрана вызывает неравномерность щелевого зазора l по окружности сочленения профилированного кольца 8 со сферическим кольцевым экраном 6, находящегося в диапазоне от l=0 до l=lmax. Данное обстоятельство требует введения элементов жесткости (ребер), к которым необходимо крепить неподвижный экран 1.

Крепление неподвижного экрана 1 к элементам жесткости при помощи винтов и гаек вследствие разной их податливости (упругости) вызывает образование трещин и даже разрушение неподвижного экрана в местах прижатия головок винтов от воздействия вибрационных нагрузок при работающем двигателе.

Кроме того, плотное прилегание неподвижного экрана по всей поверхности к элементам жесткости приводит к повышенной передаче тепла от нагреваемого экрана к элементам жесткости, что, в свою очередь, ослабляет их прочностные характеристики и увеличивает теплопередачу в хвостовой отсек блока.

Несмотря на наличие в конструкции теплозащиты регулировочных профилированных колец в осевом и радиальном направлении добиться выполнения при сборке двигателя требуемого щелевого зазора и полностью исключить прорыв газов от струй двигателя не представляется возможным, что снижает надежность работы сочленения подвижной и неподвижной частей теплозащиты.

Задачей предложенного технического решения являются:

1. Обеспечение необходимой герметичности в сочленении подвижной и неподвижной частей теплозащиты за счет исключения щелевого зазора, повышение надежности ее работы и снижение веса за счет замены уплотнительных и регулировочных колец одним кольцом;

2. Повышение вибрационной стойкости неподвижного экрана при работе двигателя;

3. Снижение теплопередачи со стороны срезов сопел работающего двигателя в хвостовой отсек блока.

Поставленная задача достигается тем, что в известном техническом решении, содержащем донную защиту хвостового отсека блока ракеты-носителя, содержащую четыре подвижных сферических кольцевых экрана, установленных на поворотных камерах сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный экран с отверстиями для прохода камер сгорания, закрепленный на раме двигателя, гибкую пластину, установленную между подвижными сферическими и плоским неподвижным экранами, согласно изобретению:

1. Гибкая пластина выполнена в виде тонкого упругого кольца из титанового сплава профилированного сечения с углом конической части, в исходном состоянии большим аналогичного угла в составе двигателя, контактирующего со сферическим кольцевым экраном наружной стороной своей отбортовки в подпружиненном состоянии, на котором выполнены радиальные резы.

2. Между силовым шпангоутом и коническим кожухом, закрепленным на центральном кольце, при помощи винтов и гаек закреплены каркасы и швеллеры жесткости, к которым при помощи винтов прикреплен неподвижный экран, а между каркасами, швеллерами и неподвижным экраном установлены демпфирующие прокладки-шайбы.

3. Демпфирующие прокладки-шайбы выполнены из теплоизолирующего материала, например из асботекстолита.

На фиг.3 представлена донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя, на фиг.4 показан разрез места сочленения сферического кольцевого экрана 6 и неподвижного экрана 1, на фиг.5 приведен вид на упругое кольцо 7 со стороны среза сопла камеры, на фиг.6 показано радиальное сечение упругого кольца 7 (накладка 13 слева не показана), на фиг.7 представлена теплозащита (вид сверху), на фиг.8 дан разрез центральной части теплозащиты на двигателе, на фиг.9 приведено сечение места соединения каркасов, швеллеров жесткости с силовым шпангоутом 2, на фиг.10 приведено сечение места соединения каркасов, швеллеров с коническим кожухом на центральном кольце теплозащиты, на фиг.11 дан поперечный разрез каркаса 13 и швеллера 14, на фиг.12 дан продольный разрез каркаса 13 и швеллера 14, где:

1 - неподвижный плоский экран;

2 - шпангоут;

3 - рама;

4 - растяжки;

5 - камеры;

6 - сферические кольцевые экраны;

7 - упругое кольцо;

8 - гибкий элемент ХО;

9 - элементы крепления гибкого элемента;

10 - хвостовой отсек;

11 - накладки;

12 - винт;

13 - каркас жесткости;

14 - швеллер жесткости;

15 - центральное кольцо защиты;

16 - демпфирующие прокладки-шайбы;

17 - винт;

18 - гайка;

19 - конический кожух защиты;

20 - двухушковая гайка;

21 - заклепка.

α - угол конической части гибкого кольца 7 в исходном состоянии (до установки на двигателе);

α1 - угол конической части гибкого кольца 7, установленного на двигателе;

β - угол между осью камеры и местом сочленения сферического кольцевого экрана 6 с гибким кольцом 7 в нулевом положении камеры;

βmin, βmax - углы качания камеры в одной плоскости;

h - радиальные резы упругого кольца 7;

δ - разрез упругого кольца 7 на две части;

l - щелевой зазор.

Донная защита содержит неподвижный плоский экран 1 со шпангоутом 2, закрепленный на раме 3 с помощью растяжек 4. В отверстиях неподвижного экрана проходят сопла их камер 5 (см. фиг.3).

Подвижные сферические кольцевые экраны 6 установлены и закреплены на фланцах 13 сопловой части камер 5 (см. фиг.4). Между подвижными кольцевыми экранами 6 и неподвижным экраном 1 установлены профилированные гибкие пластины, выполненные в виде упругих колец 7, на которых для облегчения их окружной податливости выполнены радиальные резы h и которые обращены отбортовкой к сферическому экрану 6 («перевернуты» по сравнению с прототипом) и заранее изготовлены с углом α (см. фиг.5 и 6) наклона профиля, большим угла α1 (см. фиг.4) уже установленных колец на двигателе. Данная конструктивная особенность кольца обеспечивает постоянное подпружиненное его прилегание своей отбортовкой по всей длине окружности к сферическому кольцевому экрану 6 на поворотной камере 5, тем самым обеспечивая компенсацию вышеперечисленных отклонений допущенных при изготовлении составных частей теплозащиты и двигателя и их взаимного расположения после монтажа на двигателе. Разрезы δ мм кольца 7 перекрывают местные накладки 13 (2 шт.), закрепленные винтами 14.

В связи с незначительностью площади контакта отбортовки гибкого кольца 7 с поверхностью кольцевого сферического экрана 6 сопротивление теплозащиты качанию поворотной камеры минимально, а заклинивание гибкого кольца 7 полностью исключено, чем обеспечивается надежность работы составных частей теплозащиты.

Геометрические параметры сферического кольцевого экрана 6 и гибкого кольца 7 подобраны таким образом, что при качании по радиусу R поворотной камеры в одной плоскости вокруг оси качания в обе стороны от своего номинального положения на угол βmin÷βmax деформация лепестков кольца обеспечивает плавное и плотное прилегание последнего по всей окружности, исключая щелевой зазор между сферическим кольцевым экраном 6 и упругим кольцом 7.

Так как неподвижный экран 1 после формования искажает свою поверхность и она становится волнообразной, то для обеспечения его плоскостности между силовым шпангоутом 2 и коническим кожухом 19 (см. фиг.8) на центральном кольце 15 установлены каркасы 13, швеллеры 14 жесткости (см. фиг.7), соединенные винтами 17 и гайками 18.

Между каркасами 13, швеллерами 14 жесткости и неподвижным экраном 1 размещены демпфирующие прокладки-шайбы 16 (см. фиг.9, 10), изготовленные из теплоизолирующего материала, например из асботекстолита. Такое механическое крепление устойчиво к воздействию вибрационных и динамических нагрузок, действующих на теплозащиту от работающего двигателя, поэтому образования трещин, разрывов и других дефектов в местах установки и гаек на теплозащите не происходит.

Вследствие применения для прокладок-шайб теплоизолирующего материала, например асботекстолита, уменьшается теплопередача со стороны неподвижного экрана на каркасы 13, швеллеры жесткости 14, силовой шпангоут 2, центральное кольцо 15, что в конечном счете благотворно сказывается на снижении температуры в хвостовом отсеке блока ракеты-носителя.

Для симметричного восприятия действия нагрузки от вибраций сечение каркаса 13 и швеллера 14 выполнено с двумя ребрами жесткости (см. фиг.11), т.е. с профилем «швеллер».

Двухушковые гайки 20 соединены с каркасом 13 и швеллером 14 при помощи заклепок 21.

Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя работает следующим образом.

Подвижный сферический экран 6, поворачиваясь совместно с камерой 5, контактирует своей наружной зеркально отполированной поверхностью с отбортовкой также зеркально отполированного гибкого кольца 7, находящегося в подпружиненном состоянии, что исключает прорыв газов от работающего двигателя в отсек блока ракеты-носителя.

Таким образом, предложенное техническое решение позволит:

1. Повысить герметичность места сочленения подвижной и неподвижной частей донной теплозащиты хвостового отсека блока ракеты-носителя за счет исключения щелевого зазора, повысить надежность работы теплозащиты путем устранения возможности заклинивания гибкого кольца 7 со сферическим экраном 6 при температурных деформациях и снизить массу донной теплозащиты вследствие замены нескольких типов регулировочных и уплотнительных колец поз. 7, 8, 9 фиг.2 на одно гибкое кольцо 7 (фиг.4), устанавливаемое между сферическим кольцевым экраном 6 и неподвижным экраном 1;

2. Повысить вибростойкость неподвижного экрана за счет установки между силовым шпангоутом 2 и коническим кожухом 19, закрепленным на центральном кольце 15 защиты, каркасов 13 и швеллеров 14 жесткости, к которым прикреплен неподвижный экран 1, а также демпфирующих прокладок-шайб 16 между неподвижным экраном 1 и швеллерами 13 и каркасами 14;

3. Уменьшить передачу тепловых потоков со стороны сопел камер работающего двигателя на силовой шпангоут 2, каркасы 13, швеллеры 14 и в хвостовой отсек блока ракеты-носителя.

1. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя, содержащая четыре подвижных сферических кольцевых экрана, установленных на поворотных камерах сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный экран с отверстиями для прохода камер сгорания, закрепленный на раме двигателя, гибкая пластина, установленная между подвижными сферическими и плоским неподвижным экранами, отличающаяся тем, что в ней гибкая пластина выполнена в виде тонкого упругого кольца, на котором выполнены радиальные резы, из титанового сплава профилированного сечения с углом конической части в исходном состоянии большим аналогичного угла в составе двигателя, контактирующего со сферическим кольцевым экраном наружной стороной своей отбортовки в подпружиненном состоянии.

2. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя по п.1, отличающаяся тем, что в ней между силовым шпангоутом и коническим кожухом, установленном на центральном кольце, закреплены каркасы и швеллеры жесткости, к которым при помощи винтов прикреплен неподвижный экран, а между каркасами, швеллерами и неподвижным экраном установлены демпфирующие прокладки-шайбы.

3. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя по п.2, отличающаяся тем, что в ней демпфирующие прокладки-шайбы выполнены из теплоизолирующего материала, например асботекстолита.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к методам и средствам защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных преимущественно инфракрасными системами обнаружения и наведения.

Изобретение относится к защитным устройствам космических кораблей, применяемым, в частности, при аварийной взрывоопасной ситуации. .

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН.

Изобретение относится к ракетной технике. .
Изобретение относится к контролю запуска маршевого двигателя (МД) разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака разгонного ракетного блока. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космос. .
Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. .

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и, более конкретно, к системам парусного типа, использующим солнечный ветер в качестве источника тяги.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей

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

Наверх