Ракетный двигатель с раздвижным диффузором



Ракетный двигатель с раздвижным диффузором
Ракетный двигатель с раздвижным диффузором
Ракетный двигатель с раздвижным диффузором
Ракетный двигатель с раздвижным диффузором
Ракетный двигатель с раздвижным диффузором
Ракетный двигатель с раздвижным диффузором

Владельцы патента RU 2531009:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к ракетному двигателю с раздвижным диффузором, содержащему сопло истечения газов, исходящих из камеры сгорания, причем сопло имеет продольную ось и содержит первую часть, определяющую критическое сечение сопла и первую неподвижную секцию диффузора, по меньшей мере одну вторую выдвижную секцию диффузора, сечение которой больше сечения первой неподвижной секции диффузора, и механизм выдвижения второй выдвижной секции диффузора, расположенный снаружи от первой и второй секций диффузора.

Уровень техники

Сопла ракетных двигателей с раздвижным диффузором часто используются, в частности, в ступенях ракетоносителей, что позволяет адаптировать выходное сечение сопла к давлению окружающей среды, которое снижается от малых высот вблизи поверхности Земли до больших высот, на которых космический летательный аппарат выходит из земной атмосферы. При этом сохраняется оптимальная тяга независимо от изменения высоты.

Выдвижение выдвижной части диффузора производится автоматически с электрическим, гидравлическим или пневматическим управлением.

Примеры выполнения раздвижных диффузоров сопел ракетных двигателей описаны, в частности, в патентных документах US 4383407, US 5048289, EP 0516519 B1 и US 7299636 B2.

Раздвижные диффузоры по существу конической формы могут быть изготовлены из металлов с регенеративными охлаждающими контурами или из композиционного материала.

В частности, известен двигатель VINCI, который является ракетным двигателем, работающим на криогенном ракетном топливе, и снабжен раздвижным диффузором из термоконструкционного композиционного материала. Он оснащен механизмом выдвижения, который образован бесконечным винтом и системой крепления, с одной стороны, на верхней конической части, укрепленной на конструкции камеры сгорания, и, с другой стороны, на нижней подвижной конической части диффузора.

Механизм выдвижения расположен напротив диффузора, который при работе ракетного двигателя выделяет посредством теплового излучения тепловой поток, причем в некоторых местах диффузора тепловой поток может достигать 250 кВт/м2.

Этот интенсивный тепловой поток может вызывать общее повышение температуры элементов механизма выдвижения, что ухудшает их механические свойства и в некоторых случаях может даже приводить к разрушению некоторых элементов.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и повышение надежности ракетного двигателя с раздвижным диффузором путем снижения до минимума влияния теплового излучения от диффузора во время работы ракетного двигателя.

В соответствии с изобретением решение поставленной задачи достигается в ракетном двигателе с раздвижным диффузором, содержащем сопло истечения газов, исходящих из камеры сгорания, причем сопло имеет продольную ось и содержит первую часть, определяющую критическое сечение сопла и первую неподвижную секцию диффузора, по меньшей мере одну вторую выдвижную секцию диффузора, сечение которой больше сечения первой неподвижной секции диффузора, и механизм выдвижения второй выдвижной секции диффузора, расположенный снаружи от первой и второй секций диффузора, отличающемся тем, что он дополнительно содержит жесткий экран тепловой защиты, встроенный между механизмом выдвижения и первой неподвижной секцией диффузора, при этом экран тепловой защиты содержит выпуклую стенку (на стороне, обращенной к первой неподвижной секции диффузора.

Предпочтительно экран тепловой защиты дополнительно содержит боковые ребра на обеих сторонах выпуклой стенки.

Предпочтительно ракетный двигатель дополнительно содержит гибкую ленту тепловой защиты, расположенную между жестким экраном тепловой защиты и механизмом выдвижения.

Предпочтительно гибкая лента тепловой защиты проходит по всей высоте первой неподвижной секции диффузора, а жесткий экран тепловой защиты проходит только на нижней части первой секции диффузора.

Предпочтительно жесткий экран тепловой защиты изготовлен из жаропрочного металлического материала, такого как сплав вольфрама и/или молибдена.

Предпочтительно гибкая лента тепловой защиты изготовлена из боросиликатной ткани и волокон гидроксида алюминия.

Согласно частному примеру выполнения механизм выдвижения содержит бесконечный винт, прикрепленный к первой неподвижной секции диффузора, и шариковую гайку, взаимодействующую с бесконечным винтом и прикрепленную к верхней части второй подвижной секции диффузора.

Предпочтительно шариковая гайка соединена с верхней частью второй подвижной секции диффузора с помощью детали в форме ребра.

Краткий перечень чертежей

Другие особенности и преимущества изобретения будут ясны из последующего описания не являющихся ограничительными примеров осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах:

фиг.1 изображает на виде сбоку с частичным продольным разрезом находящийся во втянутом положении раздвижной диффузор ракетного двигателя, в котором может использоваться изобретение,

фиг.2 изображает на виде сбоку с частичным продольным разрезом раздвижной диффузор по фиг.1 в раздвинутом положении,

фиг.3 подробно изображает пример выполнения механизма выдвижения диффузора, снабженного системой тепловой защиты по изобретению,

фиг.4 изображает на виде сверху по стрелке F на фиг.3 систему тепловой защиты по изобретению,

фиг.5 и 6 изображают в перспективе примеры выполнения экрана, который может использоваться в системе тепловой защиты по изобретению.

Осуществление изобретения

На фиг.1 и 2 показан пример выполнения ракетного двигателя, содержащего камеру 14 сгорания, к которой прикреплено сопло 10 с продольной осью ZZ', содержащее критическое сечение 15 сопла и раздвижной диффузор.

Сопло 10 содержит первую часть, которая прикреплена к камере 14 сгорания и определяет критическое сечение 15 сопла и содержит неподвижную секцию 12 диффузора, по существу, в форме усеченного конуса, и вторую часть, образованную выдвижной секцией 16 диффузора, по существу, также в форме усеченного конуса, сечение которого больше сечения неподвижной секции 12 диффузора.

Механизм 18 выдвижения позволяет избирательным образом модифицировать положение выдвижной секции 16 диффузора по отношению к неподвижной секции 12 диффузора.

На фиг.1 выдвижная секция 16 диффузора показана во втянутом положении вокруг неподвижной секции 12 диффузора и камеры 14 сгорания. Это втянутое положение может соответствовать фазе транспортировки ракетного двигателя верхней ступени ракеты-носителя. Это втянутое положение может также соответствовать рабочей фазе, в которой газы сгорания выходят только через неподвижную секцию 12 диффузора.

На фиг.2 выдвижная секция 16 диффузора показана в выдвинутом положении, в котором она продолжает по направлению потока газов неподвижную секцию 12 диффузора с образованием диффузора большей длины и большего диаметра на выходе.

Механизм 18 выдвижения диффузора может быть выполнен различным образом, например, с помощью рычагов или направляющих тяг.

В примере выполнения по фиг.1-4 механизм 18 выдвижения диффузора содержит несколько (например, от трех до шести) тяг 20, параллельных оси ZZ", причем каждая тяга 20 выполнена в виде бесконечного винта 26, взаимодействующего с шариковой гайкой 22. Каждая тяга 20 прикреплена своей нижней частью к крепежному блоку 25, который установлен на выходной части неподвижной секции 12 диффузора. Тяги 20 имеют верхние концы, прикрепленные к несущей конструкции ракетного двигателя, не показанной на чертежах. Шариковая гайка 22, взаимодействующая с бесконечным винтом 26 направляющей тяги 20, соединена с верхней частью выдвижной секции 16 диффузора. Соединительный элемент между шариковой гайкой 22 и выдвижной секцией 16 диффузора может содержать крепежную планку 34 в форме ребра, способного отводить получаемое тепло, и захвата 35, закрепляющегося на верхней части выдвижной секции 16 диффузора.

В показанном на фиг.1 втянутом положении выдвижной секции 16 диффузора шариковые гайки 22 механизма 18 выдвижения и крепежные планки 34 находятся в верхнем положении на тягах 20.

В показанном на фиг.2 выдвинутом положении выдвижной секции 16 диффузора шариковые гайки 22 (обозначенные в этом положении позициями 22' на фиг.2 и 3) и крепежные планки 34 находятся вблизи стыка между неподвижной секцией 12 диффузора и выдвижной секцией 16 диффузора.

Стенка неподвижной секции 12 диффузора может быть изготовлена из металла и в этом случае целесообразно, чтобы эта стенка охлаждалась регенеративным контуром охлаждения. Как стенка неподвижной секции 12, так и стенка выдвижной секции 16 диффузора могут быть также выгодным образом изготовлены из композиционного материала, например, с керамической матрицей.

В процессе работы ракетного двигателя в выдвинутом положении выдвижной секции 16 диффузор и в особенности неподвижная секция 12 диффузора выделяет посредством теплового излучения тепловой поток, который в некоторых местах диффузора может достигать 250 кВт/м2 диффузора, а температура самого диффузора может превышать 1400 К.

Согласно изобретению между неподвижной секцией 12 диффузора и механизмом 18 выдвижения диффузора помещен экран 102 тепловой защиты, который соединен средствами 101 связи с выходной частью неподвижной секции 12 диффузора и предназначен для того, чтобы защищать механизм 18 от теплового излучения диффузора.

Жесткий тепловой экран 102 защищает нижнюю часть механизма 18 выдвижения диффузора.

Как можно видеть на фиг.3-5, тепловой экран 102 представляет собой выпуклую стенку 104 на стороне, обращенной к неподвижной секции 12 диффузора.

Выпуклость экрана 102 позволяет снизить его коэффициент вида (формы) относительно неподвижной секции 12 диффузора и за счет этого обеспечивает отклонение излучения в космос, так что благодаря экрану 102 снижается перегрев диффузора.

Выпуклость экрана 102 позволяет также повысить его жесткость по сравнению с плоским экраном. Боковые ребра 105, 106 образованы на экране 102 с обеих сторон от выпуклой стенки 104 для повышения отвода тепла в космос, а также для повышения жесткости конструкции.

В примере выполнения по фиг.5 средства 101 связи экрана 102 тепловой защиты с выходной частью неподвижной секции 12 диффузора содержат крепежную полосу, которая прикреплена своими боковыми изогнутыми концами 101а, 101b, образующими крепежные лапки, к боковым ребрам 105, 106 теплового экрана 102, при этом щель 107 образована между выпуклой стенкой 104 и крепежной полосой 101.

Выгодным образом гибкая лента 103 тепловой защиты расположена между жестким экраном 102 тепловой защиты и механизмом 18 выдвижения диффузора (см. фиг.3 и 6).

Гибкая лента 103 тепловой защиты проходит по всей высоте неподвижной секции 12 диффузора, тогда как жесткий экран 102 тепловой защиты проходит только вдоль нижней части неподвижной секции 12 диффузора.

Таким образом, гибкая лента 103 тепловой защиты расположена между каждой тягой 20 и неподвижной секцией 12 диффузора. Лента не является выдвижной, что облегчает ее установку. Гибкая лента 103 тепловой защиты позволяет облегчить тяги 20 и обеспечивает их теплоотдачу в пространство путем излучения. Такая гибкая тепловая защита не создает термомеханической нагрузки на поверхности сопряжения, а ее масса остается невысокой.

Сам жесткий экран 102 тепловой защиты имеет ограниченную высоту, чтобы не создавать излишней массы и в то же время защищать нижнюю наиболее чувствительную часть механизма 18 выдвижения диффузора. Выпуклая стенка 104 экрана 102 может иметь криволинейное сечение или сечение в виде части многоугольника.

Благодаря жесткому экрану 102 тепловой защиты и гибкой ленте 103 тепловой защиты снижается температура на уровне механизма 18 выдвижения диффузора и устраняется риск повреждения механизма в процессе работы.

Предпочтительно экран 102 тепловой защиты может быть изготовлен из жаропрочного металлического материала, такого как сплав на основе вольфрама, молибдена или вольфрама и молибдена, а гибкая лента 103 тепловой защиты изготовлена из боросиликатной ткани и волокон гидроксида алюминия.

1. Ракетный двигатель с раздвижным диффузором, содержащий сопло (10) истечения газов, исходящих из камеры (14) сгорания, причем сопло (10) имеет продольную ось (ZZ') и содержит первую часть, определяющую критическое сечение (15) 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, отличающийся тем, что дополнительно содержит жесткий экран (102) тепловой защиты, встроенный между механизмом (18) выдвижения и первой неподвижной секцией (12) диффузора, при этом экран (102) тепловой защиты содержит выпуклую стенку (104) на стороне, обращенной к первой неподвижной секции (12) диффузора.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что экран тепловой защиты дополнительно содержит боковые ребра (105, 106) на обеих сторонах выпуклой стенки (104).

3. Ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что дополнительно содержит гибкую ленту (103) тепловой защиты, расположенную между жестким экраном (102) тепловой защиты и механизмом (18) выдвижения.

4. Ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что гибкая лента (103) тепловой защиты проходит по всей высоте первой неподвижной секции (12) диффузора, а жесткий экран (102) тепловой защиты проходит только по нижней части первой секции (12) диффузора.

5. Ракетный двигатель по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что жесткий экран (102) тепловой защиты изготовлен из жаропрочного металлического материала.

6. Ракетный двигатель по п.5, отличающийся тем, что жесткий экран (102) тепловой защиты изготовлен из сплава вольфрама, сплава молибдена или сплава вольфрама и молибдена.

7. Ракетный двигатель по п.3 или 4, отличающийся тем, что гибкая лента (103) тепловой защиты изготовлена из боросиликатной ткани и волокон гидроксида алюминия.

8. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что механизм (18) выдвижения содержит бесконечный винт (26), прикрепленный к первой неподвижной секции (12) диффузора, и шариковую гайку (22), взаимодействующую с бесконечным винтом (26) и прикрепленную к верхней части второй подвижной секции (16) диффузора.

9. Ракетный двигатель по п.8, отличающийся тем, что шариковая гайка (22) соединена с верхней частью второй подвижной секции (16) диффузора посредством детали (34) в форме ребра.

10. Ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что боковые ребра (105, 106) экрана (102) тепловой защиты соединены с лапками (101а, 101b), соединенными с полосой (101) крепления на нижней по потоку части первой неподвижной секции (12) диффузора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива.

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.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

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.

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками, кинематически связанными с раструбом механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод лепестков из сложенного положения в рабочее. Образующая лепестка в сложенном положении, проведенная через плоскость его симметрии, параллельна образующей раструба, проведенной через эту же плоскость. Другое изобретение группы относится к механизму раздвижки указанного выше сопла ракетного двигателя, содержащему элементы кинематической связи лепестков с раструбом сопла, образующие пантографы, связывающие соседние лепестки друг с другом. Каждый пантограф содержит продольную балку, связанную с каждым из двух соседних лепестков двумя шарнирно закрепленными планками, а каждый лепесток связан с раструбом направляющими элементами. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию сопла и механизма его раздвижки, уменьшить массу конструкции и повысить ее надежность. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей. Способ увеличения тяги сверхзвукового сопла ракетного двигателя включает вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла через систему отверстий и взаимодействие его с рабочим телом. Вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла осуществляют в режиме перерасширения при давлении ра<рн, а выдув рабочего тела из внутренней полости сопла вовне в донную область в режиме недорасширения при давлении ра>рн через концевую часть сопла, выполненную из высокотемпературного газопроницаемого материала с открытой пористостью. В качестве высокопористого проницаемого ячеистого материала используют углерод-углеродный композиционный материал, либо керамический композиционный материал, либо жаропрочный металлический сплав, либо волокнистый и канально-трубчатый материал. Изобретение позволяет повысить средний по траектории полета удельный импульс ракетного двигателя, а также обеспечить равномерность вдува и выдува рабочего тела и регулирование высотных характеристик ракетного сопла в режиме перерасширения при давлении ра<рн и недорасширения при давлении ра>рн. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей, имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок. Сопло ракетного двигателя имеет контур в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами. Излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм. Контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона к оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, большим, чем увеличенный на 8° угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура. Изобретение позволяет снизить температуру стенки концевой части сопла ракетного двигателя при минимальном снижении эффективного удельного импульса тяги. 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, а именно к конструкции ракетных частей реактивных снарядов. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус, дно и хвостовой блок. На внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока размещено устройство закрутки, выполненное в виде лопаток переменного сечения. Лопатки расположены с интервалом 0,65-0,75 диаметра критического сечения сопла, а высота лопаток составляет 0,08-0,1 калибра ракетной части. Лопатки переменного сечения выполнены из материала, обеспечивающего их выгорание к концу активного участка. Изобретение позволяет снизить величину технического рассеивания. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-10-20 2014-10-19T22:29:34
Наверх